JP2018021555A - Turbocooled vane of gas turbine engine - Google Patents
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- Y02E20/16—Combined cycle power plant [CCPP], or combined cycle gas turbine [CCGT]
Abstract
Description
[０００１]
関連出願の相互参照
本出願は、２０１５年２月５日出願の米国特許仮出願第６２/１１２，２６３号の優先権を主張する、２０１５年１２月１７日出願の米国特許出願第１４/９７２，４０３号の一部継続出願である。本出願はまた、２０１５年８月４日提出の米国特許仮出願第６２/２０１，０３１号の優先権を主張する。これらの出願はそれぞれ、その全体を参照により本明細書に援用する。
[0001]
CROSS REFERENCE TO RELATED APPLICATIONS This application claims priority to US Provisional Application No. 62 / 112,263, filed on Feb. 5, 2015, and US Patent Application No. 14/972, filed on Dec. 17, 2015. No. 403, part continuation application. This application also claims priority to US Provisional Application No. 62 / 201,031, filed Aug. 4, 2015. Each of these applications is hereby incorporated by reference in its entirety.
[０００２]
本発明は一般に、ガスタービンエンジンの発電能力を含む電力システムに関し、より詳細には、ガスタービンエンジンの構成要素のための冷却空気の代替供給源の供給に関する。
[0002]
The present invention relates generally to a power system that includes the power generation capabilities of a gas turbine engine, and more particularly to providing an alternative source of cooling air for components of a gas turbine engine.
[０００３]
ガスタービンエンジンは、機械軸動力を電力に変換する発電機に関連して利用されることが広く理解されている。最初に図１Ａを参照すると、電力発生発電プラントにおいて一般的に利用されるシンプルサイクルガスタービンエンジン１００の概略図が示される。ガスタービンエンジン１００は、軸１０６によってタービン１０４に接続されたコンプレッサ１０２を備える。コンプレッサ１０２からの空気は、燃料１１０が空気に添加される１つまたは複数の燃焼器１０８に向かう。燃料と空気の混合物は点火されて、タービン１０４を駆動し、次にコンプレッサ１０２を駆動する高温燃焼ガスを形成する。軸１０６はまた、電力１１４を発生させる発電機１１２に接続される。図１Ｂは、様々なガスタービン圧力比及び燃焼温度のシンプルサイクル効率及び電力出力の両方に関する熱効率に対応するガスタービン性能を特定の出力の関数として示す。当業者には理解されるように、ガスタービンエンジンの燃焼温度は、エンジン全体の動作を調整し、かつ制限し、圧力比はガスタービンの効率に正比例する。コンバインドサイクルガスタービンについて、図２Ｂに示すように、プラントの効率は燃焼温度に正比例する。すなわち、複合サイクルにおける動作時に質量流量が一定に保たれ、同じガスタービンの効率を向上させることを前提とすると、燃焼温度が上昇するにつれて、シンプルサイクルガスタービンの出力が増大する。
[0003]
It is widely understood that gas turbine engines are utilized in connection with generators that convert mechanical shaft power into electrical power. Referring initially to FIG. 1A, a schematic diagram of a simple cycle gas turbine engine 100 commonly utilized in a power generation power plant is shown. The gas turbine engine 100 includes a compressor 102 connected to a turbine 104 by a shaft 106. Air from the compressor 102 is directed to one or more combustors 108 where fuel 110 is added to the air. The fuel and air mixture is ignited to form hot combustion gases that drive the turbine 104 and then the compressor 102. The shaft 106 is also connected to a generator 112 that generates power 114. FIG. 1B shows gas turbine performance as a function of specific power, corresponding to thermal efficiency for both simple cycle efficiency and power output for various gas turbine pressure ratios and combustion temperatures. As will be appreciated by those skilled in the art, the combustion temperature of a gas turbine engine regulates and limits the operation of the entire engine, and the pressure ratio is directly proportional to the efficiency of the gas turbine. For combined cycle gas turbines, plant efficiency is directly proportional to combustion temperature, as shown in FIG. 2B. That is, assuming that the mass flow rate is kept constant during operation in the combined cycle and the efficiency of the same gas turbine is improved, the output of the simple cycle gas turbine increases as the combustion temperature rises.
[０００４]
一般的にガスタービンの相手方ブランド製造業者は、タービン部品の能力を維持しながらより高温のガスがタービンを通過することができるように、タービンセクションの材料及びコーティングの技術を向上させることによって、燃焼温度を上昇させている。
[0004]
In general, other brand manufacturers of gas turbines can improve combustion technology by improving turbine section materials and coating techniques so that hotter gases can pass through the turbine while maintaining the capacity of the turbine components. The temperature is rising.
[０００５]
次に図２Ａを参照すると、コンバインドサイクル発電プラント２００の概略図が示され、軸２０６によってタービン２０４に接続されたコンプレッサ２０２を備える。コンプレッサ２０２からの空気は、１つまたは複数の燃焼器２０８に向かい、そこで燃料２１０がコンプレッサ２０２からの空気に添加される。燃料と空気の混合物は点火され、タービン２０４に電力を供給し、コンプレッサ２０２を駆動する高温燃焼ガスを形成する。軸２０６はまた、電力２１４を発生させる発電機２１２に接続される。コンバインドサイクル発電プラント２００はまた、タービン２０４からの高温排気を受け、水源を加熱して蒸気２１８を発生させる、熱回収蒸気発電機、すなわちＨＲＳＧ、２１６を含む。蒸気タービン２２０はＨＲＳＧ２１６からの蒸気によって電力供給され、蒸気タービン２２０が第２の発電機２２２を駆動して追加電力２２４を発生させる。図２Ｂは、コンバインドサイクル効率及び電力出力の両方に関する効率に対応するガスタービン性能を燃焼温度の関数として示す。図１Ｂ及び２Ｂは、ＧＥガスタービン性能特性（ＧＥＲ３５６７）において開示され、本明細書に参照の目的で含まれるものに類似する。
[0005]
Referring now to FIG. 2A, a schematic diagram of a combined cycle power plant 200 is shown, comprising a compressor 202 connected to a turbine 204 by a shaft 206. Air from the compressor 202 is directed to one or more combustors 208 where fuel 210 is added to the air from the compressor 202. The fuel and air mixture is ignited to provide power to the turbine 204 and form hot combustion gases that drive the compressor 202. The shaft 206 is also connected to a generator 212 that generates power 214. Combined cycle power plant 200 also includes a heat recovery steam generator, or HRSG, 216, that receives hot exhaust from turbine 204 and heats the water source to generate steam 218. Steam turbine 220 is powered by steam from HRSG 216, and steam turbine 220 drives second generator 222 to generate additional power 224. FIG. 2B shows gas turbine performance as a function of combustion temperature, corresponding to efficiency in terms of both combined cycle efficiency and power output. 1B and 2B are similar to those disclosed in GE gas turbine performance characteristics (GER3567) and included herein for reference purposes.
[０００６]
当業者には理解されるように、燃焼温度は、第１段タービンノズルの直下流の燃焼ガスの温度として定義される。ガスタービンエンジンの分野で使用される用語が異なるため、第１段タービンノズルはまた、第１段タービンベーンと称されてもよい。図３を参照すると、ガスタービンエンジンの一部の断面が示され、ガスタービン業界において利用される標準温度パラメータを示す。図３はまた、上記で参照したＧＥガスタービン性能特性（ＧＥＲ３５６７）に開示される図と類似している。図３に示すように、タービン入口温度（ＴＡ）は、平面Ａ−Ａによって示される、第１段タービンノズル３００の上流で測定される。エンジン（ＴＢ）の燃焼温度は、平面Ｂ−Ｂによって示される、第１段タービンノズルの直後で測定される。
[0006]
As understood by those skilled in the art, the combustion temperature is defined as the temperature of the combustion gas immediately downstream of the first stage turbine nozzle. Due to the different terminology used in the field of gas turbine engines, the first stage turbine nozzle may also be referred to as a first stage turbine vane. Referring to FIG. 3, a cross section of a portion of a gas turbine engine is shown and illustrates standard temperature parameters utilized in the gas turbine industry. FIG. 3 is also similar to the diagram disclosed in the above referenced GE gas turbine performance characteristics (GER3567). As shown in FIG. 3, the turbine inlet temperature (T A ) is measured upstream of the first stage turbine nozzle 300, indicated by plane AA. The combustion temperature of the engine (T B ) is measured immediately after the first stage turbine nozzle, indicated by plane BB.
[０００７]
上述のように、タービン入口温度及びタービン燃焼温度は、ガスタービンエンジンの動作による重要な対策である。これらの温度の読み取り値は、第１段タービンノズルの上流及び下流のそれぞれで得られる。このように、ガスタービンエンジンの制御はこれらの温度に基づいているため、受容可能な材料動作限界内でタービンノズル金属温度を維持することが重要である。
[0007]
As mentioned above, turbine inlet temperature and turbine combustion temperature are important measures due to the operation of the gas turbine engine. These temperature readings are taken upstream and downstream of the first stage turbine nozzle, respectively. Thus, because gas turbine engine control is based on these temperatures, it is important to maintain the turbine nozzle metal temperature within acceptable material operating limits.
[０００８]
タービンノズルの高い動作温度により、金属温度を受容可能なレベルで維持するために、タービンノズルを積極的に冷却する必要がある。圧縮空気等の冷却流体が、タービン冷却・漏洩空気（ＴＣＬＡ）、または燃焼プロセスをバイパスし、冷却のために利用される圧縮空気全体の一環としてタービンノズルに提供される。ＴＣＬＡは通常、構成要素によって、またエンジンの種類によって異なるタービン構成要素を冷却するために必要な量で、ガスタービンエンジンの吐出プレナムを含む、コンプレッサ内の複数の位置から得られる。しかし、Ｇｅｎｅｒａｌ Ｅｌｅｃｔｒｉｃフレーム７ＦＡエンジンについて、エンジンコンプレッサによって発生する圧縮空気の約２０％は、ＴＣＬＡとして利用される。すなわち、冷却のために圧縮空気の２０％を利用することは、この空気が燃焼システムを通過できないか、またはタービンを通って焼成されず、それによってエンジンの損失エネルギーに変換されて、ガスタービンエンジンの熱効率の悪さの一因となることを意味する。例えば上述のガスタービンエンジンは、約３７パーセントの熱効率を有する。
[0008]
Due to the high operating temperature of the turbine nozzle, it is necessary to actively cool the turbine nozzle in order to maintain the metal temperature at an acceptable level. A cooling fluid, such as compressed air, is provided to the turbine nozzle as part of the turbine compressed and leaked air (TCLA) or the entire compressed air that is used for cooling, bypassing the combustion process. TCLA is typically derived from multiple locations within the compressor, including the gas turbine engine discharge plenum, in the amount required to cool the turbine components, which varies by component and by engine type. However, for the General Electric frame 7FA engine, about 20% of the compressed air generated by the engine compressor is utilized as TCLA. That is, utilizing 20% of the compressed air for cooling does not allow this air to pass through the combustion system or is not fired through the turbine, thereby being converted into engine lost energy, which is used in gas turbine engines. It contributes to the poor thermal efficiency. For example, the gas turbine engine described above has a thermal efficiency of about 37 percent.
[０００９]
ＧＥガスタービン性能特性（ＧＥＲ３５６７）において開示されるものと類似する図４は、第１段タービンノズル４００の典型的な冷却方式を示す。このような冷却機構において、圧縮空気はタービンベーンの内部通路に供給され、しばしば、一部が蛇行形状であり得るノズル内の複数の通路に向かう。第１段タービンノズルを冷却するための空気は通常、コンプレッサによって発生し、コンプレッサ吐出プレナムから得られ、そのために、エンジンコンプレッサの出口圧力及び温度である。燃焼器からの最高温度のガスが見られる、この第１段ノズルはまた、コンプレッサ吐出プレナム（ＣＤＰ）からの最大圧力の冷却空気の供給源によって供給される。すなわち、ガス流路の圧力は、燃焼器のそれより小さい、平方インチ当たり数ポンド（ｐｓｉ）のみである。したがって、当業者には理解できるように、第１段ノズル４００の前縁４０２に供給される冷却空気の圧力は、エアフォイル内の一連の孔から空気を流出させるためにちょうど十分な高さである。冷却孔の間隔及び配向は変化し得るが、このような共通する形式の１つには、ノズル４００の前縁４０２に、シャワーヘッドパターンとも称される孔がある。さらに、エンジンコンプレッサから空気を得てタービン構成要素を冷却することで、エンジンからの電力出力を低減し、これによってタービンが発生させることができる機械作業の量が低減する。
[0009]
FIG. 4, similar to that disclosed in the GE gas turbine performance characteristics (GER 3567), shows an exemplary cooling scheme for the first stage turbine nozzle 400. In such a cooling mechanism, compressed air is supplied to the internal passages of the turbine vane, often toward multiple passages in the nozzle that may be partly serpentine. The air for cooling the first stage turbine nozzle is typically generated by a compressor and is derived from the compressor discharge plenum, and therefore the engine compressor outlet pressure and temperature. This first stage nozzle, where the highest temperature gas from the combustor is found, is also supplied by a source of maximum pressure cooling air from the compressor discharge plenum (CDP). That is, the pressure in the gas flow path is only a few pounds per square inch (psi), less than that of the combustor. Thus, as will be appreciated by those skilled in the art, the pressure of the cooling air supplied to the leading edge 402 of the first stage nozzle 400 is just high enough to allow air to flow out of a series of holes in the airfoil. is there. Although the spacing and orientation of the cooling holes can vary, one such common type is a hole at the leading edge 402 of the nozzle 400, also referred to as a showerhead pattern. In addition, obtaining air from the engine compressor and cooling turbine components reduces the power output from the engine, thereby reducing the amount of mechanical work that the turbine can generate.
[００１０]
次に図５を参照すると、従来技術の冷却方式によるガスタービンエンジンの一部の断面図が示される。ガスタービンエンジン５００は、吐出プレナム５０４へと圧縮空気を流れさせるコンプレッサ５０２を備える。コンプレッサ５０２からの空気のほとんどは、燃焼器ケース５０８、エンドキャップ５１０、燃焼ライナ５１２、スワラアセンブリ５１４、トランジションピース５１６、及び、トランジションピース５１６をタービンフレームの一部、ここでは第１段ベーン外輪５２０に保持するブラケット５１８を有する１つまたは複数の燃焼器５０６を通過する。空気は燃焼器５０６内で受容され、１つまたは複数の燃料ノズル５２２からの燃料と混合されて、トランジションピース５１６を通過してタービンに至る高温燃焼ガスを発生させる。本実施形態において、第１段ベーン外輪５２０はコンプレッサ吐出プレナム（ＣＤＰ）ケース５２４に固定される。
[0010]
Referring now to FIG. 5, a cross-sectional view of a portion of a prior art cooling system gas turbine engine is shown. The gas turbine engine 500 includes a compressor 502 that allows compressed air to flow to a discharge plenum 504. Most of the air from the compressor 502 passes the combustor case 508, end cap 510, combustion liner 512, swirler assembly 514, transition piece 516, and transition piece 516 into part of the turbine frame, here the first stage vane outer ring 520. Pass one or more combustors 506 having brackets 518 held in place. Air is received in combustor 506 and mixed with fuel from one or more fuel nozzles 522 to generate hot combustion gases that pass through transition piece 516 to the turbine. In the present embodiment, the first stage vane outer ring 520 is fixed to a compressor discharge plenum (CDP) case 524.
[００１１]
空気のほとんどが燃焼器５０６に至るか、またはＴＣＬＡに向かうように、空気はロータ５２８と内部ケーシング５３０との間のシール５２６によってコンプレッサ吐出プレナム内に維持される。内部ケーシング５３０は、必要な構造的軸及びねじり支持をもたらす第１段タービンノズル５３１を有する機械的インターフェース５３２を有する。内部ケーシング５３０は、隣接する燃焼器５０６間に位置するＩＤ支柱５３４によってコンプレッサ吐出プレナムケース５２４内に概ね支持されている。ロータ５２８は、支柱５３４を通じてロータ５２８をケーシングにつなぐベアリング５３６を有する。
[0011]
Air is maintained in the compressor discharge plenum by a seal 526 between the rotor 528 and the inner casing 530 so that most of the air reaches the combustor 506 or toward the TCLA. Inner casing 530 has a mechanical interface 532 with a first stage turbine nozzle 531 that provides the necessary structural axis and torsional support. Inner casing 530 is generally supported within compressor discharge plenum case 524 by ID struts 534 located between adjacent combustors 506. The rotor 528 has a bearing 536 that connects the rotor 528 to the casing through the support column 534.
[００１２]
第１のベーン外輪がベーン５３１にコンプレッサ吐出プレナム５０４からの圧縮空気を供給する際に、冷却空気５４１は第１のタービンノズル５３１の外径に供給され、第１の外側ベーンリング５２０とコンプレッサ吐出プレナムケース５２４との間を通過し、第１のベーン外輪５４３上の孔に流入する。本発明の本実施形態において、コンプレッサ吐出プレナム５０４からの圧縮空気は、ＩＳＯ条件及びベース負荷において約７５０°Ｆ（約３９９°Ｃ）である。同様に、第１段ノズル５４２の内径には、コンプレッサ吐出プレナム５０４からのタービン冷却・漏洩空気（ＴＣＬＡ）５５２が供給される。第１段ノズルの冷却空気５４１及び５５２の両方が、図４に開示されるように、ベーンの内部通路５３１を流れ、第１段ノズル５４２に必要な冷却をもたらす。このＴＣＬＡは最終的に、第１段ノズル５４２間を通過している高温燃焼ガスと合流し、第１段ブレード５１１が露出するまで高温ガスの温度を低減するための冷媒として作用する。後続のノズル及びロータ段において、第２段ノズルは第２段内部支持リング５５４によって、同様に第３段では第３段内部支持リング５５３によって、ロータに封止される。
[0012]
When the first vane outer ring supplies compressed air from the compressor discharge plenum 504 to the vane 531, the cooling air 541 is supplied to the outer diameter of the first turbine nozzle 531, and the first outer vane ring 520 and the compressor discharge are supplied. It passes between the plenum case 524 and flows into the hole on the first vane outer ring 543. In this embodiment of the invention, the compressed air from the compressor discharge plenum 504 is about 750 ° F. (about 399 ° C.) at ISO conditions and base load. Similarly, turbine cooling / leakage air (TCLA) 552 from the compressor discharge plenum 504 is supplied to the inner diameter of the first stage nozzle 542. Both first stage nozzle cooling airs 541 and 552 flow through the vane internal passageway 531 and provide the necessary cooling for the first stage nozzle 542 as disclosed in FIG. This TCLA finally joins the hot combustion gas passing between the first stage nozzles 542 and acts as a refrigerant for reducing the temperature of the hot gas until the first stage blade 511 is exposed. In subsequent nozzle and rotor stages, the second stage nozzle is sealed to the rotor by a second stage internal support ring 554, and similarly at the third stage by a third stage internal support ring 553.
[００１３]
以下の説明は、ＩＳＯ条件及びベース負荷におけるＧｅｎｅｒａｌ Ｅｌｅｃｔｒｉｃフレーム７ＦＡガスタービンエンジンに関し、本発明を利用することができる許容可能なエンジンとして単に説明の目的のために提示され、以下に記す本発明の範囲を制限することを意図しない。コンプレッサからの圧縮空気の大部分（約８０％）が燃焼システムを通過し、そこで燃料が添加されて混合物が点火され、高温燃焼ガスの温度が約２７００°Ｆ（約１４８２°Ｃ）に上昇する。圧縮空気が燃焼器を通過する際に、通常は平方インチ当たり２から３ポンド（９０７ｇから１３６１ｇ）（ｐｓｉ）の圧力下降が発生する。したがって、この機構のために、ノズル、特にその前縁を冷却するための圧力限界がごくわずかしか存在しない。Ｆ級ガスタービンエンジンに関しては通常、冷却空気の約１０％が燃焼プロセスから分岐し、ベーンを冷却するために利用される。例えば７ＦＡエンジンについては、約７５０°Ｆ（約３９９°Ｃ）及び２２０ｐｓｉのコンプレッサ吐出空気が、第１段ノズルを冷却するために利用される。冷却プロセスの間、この空気は約２５０°Ｆ（約１２１°Ｃ）まで温度を上昇させ、その後、ガス流路に排出されて、それによって燃焼プロセスから来るより高温（〜２７００°Ｆ（１４８２°Ｃ））のガスを希釈して、燃焼温度を発生させる。７ＦＡエンジンのための典型的な燃焼温度は（図３の平面Ｂ−Ｂで得られるように）約２４５０°Ｆ（約１３４３°Ｃ）であり、燃焼プロセスからの約２７００°Ｆ（約１４８２°Ｃ）の温度で９００ｌｂ／ｓｅｃの高温燃焼ガス、及び、ノズルのための冷却空気からの約１０００°Ｆ（約５３８°Ｃ）で１００ｌｂ／ｓｅｃの空気を含む。したがって、これにより、平面Ｂ−Ｂにおいて２５４０°Ｆ（１３９３°Ｃ）の燃焼温度が発生する［（２７００＊９００＋１００＊１０００）／１０００＝２５４０°Ｆ（１３９３°Ｃ）］。計算（２５４０°Ｆ（１３９３°Ｃ）＞２４５０°Ｆ（１３４３°Ｃ））におけるより高い温度の根拠は、同様に、燃焼希釈物及び、燃焼器から流入する実際の温度を混合して低減させ、それによって温度を低減する平面Ｂ−Ｂの冷却空気が存在することである。コンプレッサ出口温度（約７５０°Ｆ（約３９９°Ｃ））である有効な燃焼希釈物及び漏洩空気を推定するには、（２７００＊９００＋１００＊１０００＋Ｆｌｏｗ＊７５０）／（１０００＋Ｆｌｏｗ）＝２４５０となり、流量に関して解くと、Ｆｌｏｗ＝５となる。したがって、コンプレッサ入口流量が約１００５ｌｂ／ｓｅｃである場合、９００ｌｂ／ｓｅｃが燃焼プロセスに至り、約５ｌｂ／ｓｅｃが漏洩して燃焼プロセスを希釈し、１００ｌｂ/ｓｅｃが第１段ノズルに至って冷却する。これらの数字は、ガスタービンのコンプレッサにおいて、タービン入口に向かっている１００５ｌｂ／ｓｅｃの約１０％が、タービンの回転部を、またその後静止部を冷却するために燃焼器から流出する前に除去されるという事実を反映しない。したがって、上述の実施例に関しては、流量の数字がすべて、１０％低減されるか、または燃焼器の流量は約８１０ｌｂ／ｓｅｃ、第１段ノズルの流量は約９０ｌｂ／ｓｅｃであり、燃焼器の希釈及び漏洩量は４．３ｌｂ／ｓｅｃである。当業者には理解できるように、これらの数字は概算であるが、平面Ｂ−Ｂにおいて漏洩及び冷却空気が混合される場合、２４５０°Ｆ（１３４３°Ｃ）の混合温度（焼成温度）になる。
[0013]
The following description relates to a General Electric frame 7 FA gas turbine engine at ISO conditions and base load, and is presented for illustrative purposes only as an acceptable engine in which the present invention can be utilized, and the scope of the invention described below. Is not intended to restrict. Most of the compressed air from the compressor (about 80%) passes through the combustion system where fuel is added and the mixture is ignited, raising the temperature of the hot combustion gases to about 2700 ° F. (about 1482 ° C.). . As the compressed air passes through the combustor, a pressure drop of typically 2 to 3 pounds per square inch (907 g to 1361 g) (psi) occurs. Thus, because of this mechanism, there is very little pressure limit for cooling the nozzle, especially its leading edge. For Class F gas turbine engines, typically about 10% of the cooling air diverts from the combustion process and is utilized to cool the vanes. For example, for a 7FA engine, about 750 ° F. (about 399 ° C.) and 220 psi compressor discharge air is utilized to cool the first stage nozzle. During the cooling process, this air raises the temperature to about 250 ° F. (about 121 ° C.) and is then exhausted into the gas flow path, thereby causing higher temperatures (˜2700 ° F. (1482 ° C.) coming from the combustion process. C)) gas is diluted to generate combustion temperature. A typical combustion temperature for a 7FA engine is about 2450 ° F. (as obtained at plane BB in FIG. 3) and about 2700 ° F. (about 1482 ° from the combustion process). C) 900 lb / sec hot combustion gas at a temperature of 100 lb / sec at about 1000 ° F. (about 538 ° C.) from the cooling air for the nozzle. Therefore, this generates a combustion temperature of 2540 ° F. (1393 ° C.) in plane BB [(2700 * 900 + 100 * 1000) / 1000 = 2540 ° F. (1393 ° C.]). The basis for the higher temperature in the calculation (2540 ° F. (1393 ° C.)> 2450 ° F. (1343 ° C.)) is also to reduce the combustion dilution and the actual temperature flowing from the combustor by mixing it down. The presence of plane B-B cooling air, thereby reducing the temperature. To estimate the effective combustion dilution and leakage air that is at the compressor outlet temperature (about 750 ° F. (about 399 ° C.)), (2700 * 900 + 100 * 1000 + Flow * 750) / (1000 + Flow) = 2450 When solved, Flow = 5. Thus, if the compressor inlet flow rate is about 1005 lb / sec, 900 lb / sec leads to the combustion process, about 5 lb / sec leaks to dilute the combustion process, and 100 lb / sec reaches the first stage nozzle for cooling. These figures show that in a gas turbine compressor, about 10% of 1005 lb / sec toward the turbine inlet is removed before leaving the combustor to cool the rotating part of the turbine and then the stationary part. Does not reflect the fact that Thus, for the above example, all flow numbers are reduced by 10%, or the combustor flow rate is about 810 lb / sec, the first stage nozzle flow rate is about 90 lb / sec, The dilution and leakage rate is 4.3 lb / sec. As those skilled in the art will appreciate, these numbers are approximate, but when leakage and cooling air are mixed in plane BB, a mixing temperature (calcination temperature) of 2450 ° F. (1343 ° C.) is achieved. .
[００１４]
冷却空気を通じて達成される冷却利点を判定するための業界基準は、その冷却効果である。冷却効果は、タービンノズルの高温燃焼ガス温度と平均金属温度との間の差異を、高温燃焼ガスと冷却空気の温度との間の差異で割った比であると理解される。例として、上述の７ＦＡエンジンの第１段タービンベーンの冷却効果は、約０．５９（高温燃焼ガス（〜２７００（１４８２°Ｃ））と平均金属温度（〜１５５０（８４３°Ｃ））との間の温度差を高温燃焼ガスと冷却空気温度（〜７５０°Ｆ（３９９°Ｃ））との間の差異で割った比）である。
[0014]
The industry standard for determining the cooling benefits achieved through cooling air is its cooling effect. The cooling effect is understood to be the ratio of the difference between the turbine nozzle hot combustion gas temperature and the average metal temperature divided by the difference between the hot combustion gas and the temperature of the cooling air. As an example, the cooling effect of the first stage turbine vane of the 7FA engine described above is approximately 0.59 (high temperature combustion gas (˜2700 (1482 ° C.)) and average metal temperature (˜1550 (843 ° C.)). Is the ratio of the difference in temperature between the hot combustion gas and the cooling air temperature (˜750 ° F. (399 ° C.)).
[００１５]
最高温度の構成要素、通常は第１段ノズル及び第１段ブレードの冷却は、ガスタービンエンジンのすべての相手方ブランド製造業者（ＯＥＭ）が多くの費用を費やす技術である。例えば、過去２年間で、ラージフレームのガスタービンエンジンが改良されているが、熱効率の改善は、約３３％から３７％までしか上昇していない。
[0015]
Cooling of the highest temperature components, typically first stage nozzles and first stage blades, is a costly technology for all original brand manufacturers (OEMs) of gas turbine engines. For example, over the past two years, large frame gas turbine engines have improved, but the improvement in thermal efficiency has only increased from about 33% to 37%.
[００１６]
発明の概要
本発明は、第１段タービンノズルを含むガスタービン構成要素の冷却効率を向上させるためのいくつかの実施形態を提示する。
[0016]
SUMMARY OF THE INVENTION The present invention presents several embodiments for improving the cooling efficiency of gas turbine components including first stage turbine nozzles.
[００１７]
本発明の実施形態において、加熱されたエンジンを有する圧縮空気の補助供給源、補助コンプレッサ、及び、加熱された補助圧縮空気を供給するためのレキュペレータを備える、タービンベーンに冷却空気を導くためのシステム及び方法が提示される。圧縮空気の補助供給源がタービンベーンの冷却のために冷却空気の専用供給源を提供するように、加熱された補助圧縮空気が導管を通じて複数のタービンベーンに供給される。
[0017]
In an embodiment of the present invention, a system for directing cooling air to a turbine vane comprising an auxiliary source of compressed air with a heated engine, an auxiliary compressor, and a recuperator for supplying heated auxiliary compressed air And a method are presented. Heated auxiliary compressed air is supplied to the plurality of turbine vanes through conduits such that the auxiliary source of compressed air provides a dedicated source of cooling air for cooling the turbine vanes.
[００１８]
本発明の代替的な実施形態において、冷却空気をタービンベーンに選択的に供給するためのシステム及び方法が提示される。複数の空冷タービンベーン、加熱されたエンジンを有する圧縮空気の補助供給源、補助コンプレッサ、及びレキュペレータが設けられる。補助圧縮空気は、タービンベーンを冷却するために空気が選択的に導かれる導管を通じて、複数のタービンベーンに供給される。圧縮空気の補助供給源が利用されない場合、タービンベーンのための冷却空気がガスタービンエンジンコンプレッサから供給される。
[0018]
In an alternative embodiment of the present invention, a system and method for selectively supplying cooling air to turbine vanes is presented. A plurality of air-cooled turbine vanes, an auxiliary source of compressed air with a heated engine, an auxiliary compressor, and a recuperator are provided. Auxiliary compressed air is supplied to the plurality of turbine vanes through conduits through which air is selectively directed to cool the turbine vanes. If an auxiliary source of compressed air is not utilized, cooling air for the turbine vanes is supplied from the gas turbine engine compressor.
[００１９]
本発明の一実施形態において、必要なタービン冷却・漏洩空気（ＴＣＬＡ）の少なくとも一部が従来技術の冷却設計よりも低い温度を有する圧縮空気の補助供給源によって供給され、それによって必要なＴＣＬＡの量を低減させ、全体の効率を向上させる。
[0019]
In one embodiment of the present invention, at least a portion of the required turbine cooling and leakage air (TCLA) is provided by an auxiliary source of compressed air having a lower temperature than prior art cooling designs, thereby providing the required TCLA. Reduce the amount and improve the overall efficiency.
[００２０]
本発明のさらに別の実施形態において、冷却空気を供給して、タービンベーンの通路を選択するためのシステム及び方法が開示される。補助コンプレッサによって冷却空気が発生し、タービンベーンの前縁領域を通過して、空気の一部が前縁に供給され、その後、タービンノズルの別の部分を冷却するために導かれる。
[0020]
In yet another embodiment of the present invention, a system and method for supplying cooling air and selecting a passage for a turbine vane is disclosed. Cooling air is generated by the auxiliary compressor, passes through the leading edge region of the turbine vane, a portion of the air is supplied to the leading edge, and is then directed to cool another portion of the turbine nozzle.
[００２１]
本発明の別の実施形態において、冷却空気を供給して、タービンベーンの通路を選択するためのシステム及び方法が開示される。補助コンプレッサによって冷却空気が発生し、冷却空気の分配は、所定の制御パラメータにより、タービンノズルに変化する。
[0021]
In another embodiment of the present invention, a system and method for supplying cooling air and selecting a passage for a turbine vane is disclosed. Cooling air is generated by the auxiliary compressor, and the distribution of the cooling air is changed to the turbine nozzle according to a predetermined control parameter.
[００２２]
本発明のさらなる利点及び特徴について、以下の説明において部分的に記載し、以下を考察することによって当業者には部分的に明らかになるか、または、本発明の実施から学習することができる。本発明について次に、特に添付の図面を参照しながら説明する。本実施形態の例として第１段ノズルが利用されるが、本発明に概要を記した本手法をタービンセクション内の他の構成要素に応用できることが意図される。
[0022]
Additional advantages and features of the present invention will be set forth in part in the description which follows, and in part will be apparent to those skilled in the art by studying the following, or may be learned from practice of the invention. The present invention will now be described with particular reference to the accompanying drawings. Although a first stage nozzle is utilized as an example of this embodiment, it is contemplated that the approach outlined in the present invention can be applied to other components in the turbine section.
[００２３]
本発明について、添付の図面を参照して、以下に詳細に説明する。
[0023]
The present invention will be described in detail below with reference to the accompanying drawings.
[００２４]
[００２５]
本発明はタービンベーン等の複数のガスタービンエンジン構成要素に冷却空気を供給するための方法及びシステムに関し、より詳細には、ガスタービンエンジン全体の効率を向上させるための第１段タービンベーンに関する。本発明の出願人であるＰｏｗｅｒＰＨＡＳＥ，ＬＬＣは、Ｔｕｒｂｏｐｈａｓｅ（登録商標）として知られる、ガスタービンエンジンへの注入に先立って圧縮された空気を加熱するためにエンジンからの廃熱が利用される、別途燃料供給されるエンジンによって駆動される圧縮及び加熱プロセスを通じてコンプレッサ吐出領域へと空気を送出する特許出願中の補足圧縮システムを有する。従来技術の空気圧縮及び供給装置は、十分な冷却を行い、ガスタービンエンジンの熱効率を向上させるために必要な温度及び圧力で圧縮空気を供給することができない。
[0025]
The present invention relates to a method and system for supplying cooling air to a plurality of gas turbine engine components, such as turbine vanes, and more particularly to a first stage turbine vane for improving overall gas turbine engine efficiency. PowerPHASE, LLC, the assignee of the present invention, is known as Turbophase®, where waste heat from the engine is used to heat the compressed air prior to injection into the gas turbine engine. It has a patent pending supplemental compression system that delivers air to the compressor discharge area through a compression and heating process driven by a fueled engine. Prior art air compression and supply devices are unable to supply compressed air at the temperature and pressure required to provide sufficient cooling and improve the thermal efficiency of the gas turbine engine.
[００２６]
次に図６を参照すると、第１段タービンベーン６３１に代替的な冷却源を供給するシステム６００が示される。システム６００は、圧縮空気を吐出プレナム６０４に流入させるコンプレッサ６０２を備える。コンプレッサ６０２からの空気のほとんどは、燃焼器ケース６０８、エンドキャップ６１０、燃焼ライナ６１２、スワラアセンブリ６１４、トランジションピース６１６、及び、トランジションピース６１６をタービンフレームの一部、ここでは第１段ベーン外輪６２０に保持するブラケット６１８を有する１つまたは複数の燃焼器６０６を通過する。空気は燃焼器６０６は燃焼器６０６内で受容され、１つまたは複数の燃料ノズル６２２からの燃料と混合される。本実施形態において、第１段ベーン外輪６２０はコンプレッサ吐出プレナム（ＣＤＰ）ケース６２４に固定される。
[0026]
Referring now to FIG. 6, a system 600 for supplying an alternative cooling source to the first stage turbine vane 631 is shown. System 600 includes a compressor 602 that allows compressed air to flow into a discharge plenum 604. Most of the air from the compressor 602 moves the combustor case 608, end cap 610, combustion liner 612, swirler assembly 614, transition piece 616, and transition piece 616 into part of the turbine frame, here the first stage vane outer ring 620. Pass one or more combustors 606 with brackets 618 held in place. Air is received in the combustor 606 within the combustor 606 and mixed with fuel from one or more fuel nozzles 622. In the present embodiment, the first stage vane outer ring 620 is fixed to a compressor discharge plenum (CDP) case 624.
[００２７]
コンプレッサ吐出プレナム内の空気は、空気のほとんどが燃焼器６０６に至るか、またはＴＣＬＡ（タービン冷却・漏洩空気）に向かうように、シール６２６によってロータ６２８と内部ケーシング６３０との間で封止される。内部ケーシング６３０は、必要な構造的軸及びねじり支持をもたらす第１段ノズル６３１を有する機械的インターフェース６３２を有する。内部ケーシング６３０は、隣接する燃焼器６０６間に位置するＩＤ支柱６３４によって、コンプレッサ吐出プレナムケース６２４内で概ね支持されている。ロータ６２８は、支柱６３４によってロータ６２８をケーシングにつなぐベアリング６３６を有する。
[0027]
The air in the compressor discharge plenum is sealed between the rotor 628 and the inner casing 630 by a seal 626 so that most of the air goes to the combustor 606 or toward TCLA (turbine cooling and leakage air). . The inner casing 630 has a mechanical interface 632 with a first stage nozzle 631 that provides the necessary structural axis and torsional support. Inner casing 630 is generally supported within compressor discharge plenum case 624 by ID struts 634 located between adjacent combustors 606. The rotor 628 has a bearing 636 that connects the rotor 628 to the casing by a post 634.
[００２８]
図６をさらに参照すると、システム６００はまた、ＴＣＬＡの代替供給源をガスタービンエンジンの第１段ノズル６３１に提供する。空気供給源がケース６２４のために、Ａにおいてフランジ６５０に設けられる。この空気供給源Ａは図７に示すように、補助供給源から発生する。より詳細には、図７を参照すると、圧縮空気の補助供給源７００は、空気７０４及びエンジン燃料７０６を受容し、機械軸動力７０８及び高温排気７１０を発生させる燃料エンジン７０２を備える。エンジン燃料７０６は、天然ガスまたは液体燃料とすることができる。コンプレッサ７１２の各段において周囲空気７１４が取り込まれ、圧縮されて冷却される多段中間冷却コンプレッサ７１２を駆動するために、機械軸動力７０８が利用される。コンプレッサ７１２は、レキュペレータ７１８に導かれる暖かい圧縮空気７１６を供給し、さらに圧縮空気７１６を燃料エンジン７０２からの高温排気７１０によって加熱し、それによって、加熱された圧縮空気７２０及び暖かい排気７２２を発生させる。この加熱された圧縮空気は、華氏約４００度の温度及び暖かい排気７２２を有する。圧縮空気７００の補助供給源はまた、加熱された圧縮空気７２０の流量を調整するための弁７２４を含むことができる。
[0028]
Still referring to FIG. 6, the system 600 also provides an alternative source of TCLA to the first stage nozzle 631 of the gas turbine engine. An air supply is provided on flange 650 at A for case 624. The air supply source A is generated from an auxiliary supply source as shown in FIG. More particularly, referring to FIG. 7, the auxiliary source of compressed air 700 includes a fuel engine 702 that receives air 704 and engine fuel 706 and generates mechanical shaft power 708 and hot exhaust 710. Engine fuel 706 can be natural gas or liquid fuel. Mechanical shaft power 708 is utilized to drive a multi-stage intercooling compressor 712 that receives ambient air 714 at each stage of the compressor 712 and is compressed and cooled. The compressor 712 provides warm compressed air 716 that is directed to the recuperator 718 and further heats the compressed air 716 with hot exhaust 710 from the fuel engine 702, thereby generating heated compressed air 720 and warm exhaust 722. . This heated compressed air has a temperature of about 400 degrees Fahrenheit and a warm exhaust 722. The auxiliary source of compressed air 700 can also include a valve 724 for adjusting the flow rate of the heated compressed air 720.
[００２９]
図７を表し、本発明に利用することが可能な圧縮空気のこのような１つの補助供給源は、フロリダ州ジュピターのＰｏｗｅｒＰＨＡＳＥ ＬＬＣが製造する、特許出願中のＴｕｒｂｏｐｈａｓｅ（登録商標）システムである。このシステムでは、空気が圧縮され、約４００Ｆの中間温度に加熱されて、コンプレッサ６０２のコンプレッサ吐出圧力よりもかすかに高い圧力で供給される。加熱された圧縮空気７２０は、システムの特許出願中の発生プロセスにより、コンプレッサ６０２からの圧縮空気よりもさらに約２５％効率的に発生する。
[0029]
One such auxiliary source of compressed air that represents FIG. 7 and that can be utilized in the present invention is the patent-pending Turbophase® system manufactured by PowerPHASE LLC of Jupiter, Florida. In this system, air is compressed, heated to an intermediate temperature of about 400F, and supplied at a pressure slightly higher than the compressor discharge pressure of the compressor 602. The heated compressed air 720 is generated about 25% more efficiently than the compressed air from the compressor 602 due to the patent pending generation process of the system.
[００３０]
図６を再度参照すると、図６においてＡと示される圧縮空気の補助供給源７００は、シール６５４によってコンプレッサ吐出プレナム６２４と第１段タービンベーン支持リング６２０との間に形成される外径プレナム６５２に注入される。シール６５４はさらに、ＴＣＬＡ空気を供給するための空気供給孔６５６を備える。このプレナム６５２はまた、複数の機能を提供するように設計されるスワラ６５８を備える。すなわち、加熱された圧縮空気がＡにおいて送出されている際に、空気の接線方向の渦が、第１段ノズル６３１に流入し得る空気の実際の流量を低減し、コンプレッサ６０２からの空気の一部が供給孔６５６を通って流出することを空気力学的に阻む。加熱された圧縮空気がＡにおいて供給されていない際に、供給孔６５６は冷却空気の必要なレベルタービンノズル６３１を供給するために十分な大きさである。空気はその後、入口６４３を通じてベーン６３１に供給される。Ａにおける圧縮空気の供給は最も確実である場合、供給孔６５６は除去することができる。
[0030]
Referring again to FIG. 6, the auxiliary source 700 of compressed air, designated A in FIG. 6, is an outer diameter plenum 652 formed between the compressor discharge plenum 624 and the first stage turbine vane support ring 620 by a seal 654. Injected into. The seal 654 further includes an air supply hole 656 for supplying TCLA air. The plenum 652 also includes a swirler 658 designed to provide multiple functions. That is, when heated compressed air is being sent out at A, the tangential vortex of the air reduces the actual flow rate of air that can flow into the first stage nozzle 631 and one of the air from the compressor 602. The part is aerodynamically blocked from flowing out through the supply hole 656. When heated compressed air is not being supplied at A, the supply holes 656 are large enough to supply the required level turbine nozzle 631 for cooling air. Air is then supplied to the vane 631 through the inlet 643. If the supply of compressed air at A is most reliable, the supply holes 656 can be removed.
[００３１]
冷却のための圧縮空気はまた、第１段ノズル６３１の内径領域に供給することができる。より詳細には、図６を参照すると、圧縮空気はプレナム６５２から取り入れられ、複数のパイプ６６０を通って内径プレナム６６２に導かれて、第１段ノズル６３１の内径領域に至る。また、第１段ノズル内径プラットフォームと内側ケース６４１との間に配置されるシール６６４は、内径プレナム６６２に位置する。このシール６６４の中には、ＴＣＬＡ供給孔６６６が配置される。このプレナム６６２はまた、２つの機能を提供するよう設計されるスワラ６６８を含む。まず、圧縮空気の補助供給源７００からの圧縮空気がＡにおいて送出されている際に、接線方向の渦が付与され、第１段ノズル６３１に提供することができる空気の実際の流量が低減され、コンプレッサ吐出空気の一部がＴＣＬＡ供給孔６６６を通って流出することを空気力学的に阻む。圧縮空気の補助供給源７００が空気を送出していない際に、ＴＣＬＡ供給孔６６６は、第１段ノズル６３１に現在のレベルのＴＣＬＡを供給するために十分な大きさである。Ｔｕｒｂｏｐｈａｓｅ（登録商標）ＴＣＬＡが最も確実である場合、ＴＣＬＡ供給孔６６６は除去することができる。
[0031]
Compressed air for cooling can also be supplied to the inner diameter region of the first stage nozzle 631. More specifically, referring to FIG. 6, compressed air is taken from the plenum 652 and is directed through the plurality of pipes 660 to the inner diameter plenum 662 to reach the inner diameter region of the first stage nozzle 631. Also, a seal 664 disposed between the first stage nozzle inner diameter platform and the inner case 641 is located in the inner diameter plenum 662. A TCLA supply hole 666 is disposed in the seal 664. The plenum 662 also includes a swirler 668 designed to provide two functions. First, when the compressed air from the auxiliary supply source 700 of compressed air is being sent out at A, a tangential vortex is applied, and the actual flow rate of air that can be provided to the first stage nozzle 631 is reduced. , A part of the compressor discharge air is aerodynamically blocked from flowing out through the TCLA supply hole 666. The TCLA supply hole 666 is large enough to supply the current level of TCLA to the first stage nozzle 631 when the auxiliary source 700 of compressed air is not delivering air. If Turbophase® TCLA is most reliable, the TCLA supply hole 666 can be removed.
[００３２]
次に図８を参照すると、本発明の代替的な実施形態が示される。本発明の本実施形態において、Ａとして示される圧縮空気の補助供給源からの圧縮空気が、入口フランジ８０２内に供給される。制御弁８０４は入口フランジ８０２に隣接して位置する。制御弁８０４が閉じている場合、空気を第１段ノズル６３１に供給するためのパイプ６６０により、空気の全てが強制的に第１段ノズル外径領域６５２及び第１段ノズル内径領域６６２に流入する。
[0032]
Referring now to FIG. 8, an alternative embodiment of the present invention is shown. In this embodiment of the invention, compressed air from an auxiliary supply of compressed air, designated as A, is supplied into the inlet flange 802. Control valve 804 is located adjacent to inlet flange 802. When the control valve 804 is closed, all of the air is forced to flow into the first stage nozzle outer diameter area 652 and the first stage nozzle inner diameter area 662 by the pipe 660 for supplying air to the first stage nozzle 631. To do.
[００３３]
当業者には理解できるように、弁８０４は制御弁または逆止弁とすることができる。圧縮空気の補助供給源が動作しておらず空気を供給している場合に、その後制御弁８０４が開き、空気はガスタービンコンプレッサ吐出プレナム６０４からコンプレッサ吐出フランジ８０６を通って外径プレナム６５２及び内径プレナム６６２へとパイプ６６０を介して流入し、空気を第１段ノズル６３１に供給することができる。弁８０４が開いており、Ａにおいて供給されている空気が存在する場合、添加される空気の圧力及び流量によって、ガスタービンのコンプレッサ吐出ケースからの空気は、フランジ８０６へと流入するか、またはそこから流出してもよい。流れがフランジ８０６から流出する場合、その後、補助コンプレッサ供給源Ａからのガスタービンコンプレッサ吐出ケースからの空気と空気との混合物である混合空気流の結果として生じる温度は、混合温度となる。ガスタービンコンプレッサ出口温度は通常、７５０°Ｆ（３９９°Ｃ）であるため、補助コンプレッサから供給されている空気は７５０°Ｆ（３９９°Ｃ）より低く、混合温度はコンプレッサ吐出温度より低くなる。補助コンプレッサ供給源Ａから空気が供給されない場合、その後、コンプレッサ吐出空気はフランジ８０６から流出し、ノズルに冷却空気を供給する。
[0033]
As will be appreciated by those skilled in the art, the valve 804 can be a control valve or a check valve. If the auxiliary supply of compressed air is not operating and supplying air, then the control valve 804 opens and the air passes from the gas turbine compressor discharge plenum 604 through the compressor discharge flange 806 and the outer diameter plenum 652 and the inner diameter. It can flow into plenum 662 via pipe 660 and supply air to first stage nozzle 631. If valve 804 is open and there is air being supplied at A, depending on the pressure and flow rate of the added air, air from the compressor discharge case of the gas turbine will flow into flange 806 or there. May flow out of it. If the flow exits the flange 806, then the resulting temperature of the mixed air flow, which is a mixture of air and air from the gas turbine compressor discharge case from the auxiliary compressor supply A, becomes the mixing temperature. Since the gas turbine compressor outlet temperature is typically 750 ° F. (399 ° C.), the air being supplied from the auxiliary compressor is lower than 750 ° F. (399 ° C.) and the mixing temperature is lower than the compressor discharge temperature. If air is not supplied from the auxiliary compressor supply source A, then the compressor discharge air flows out from the flange 806 and supplies cooling air to the nozzle.
[００３４]
Ａにおいて外部コンプレッサからの利用可能な高圧な空気を有することで、他の機能を実現することができる。ガスタービンにおいては通常、リムキャビティとしても知られる回転ブレードの内径プラットフォームと、隣接する上流及び下流のノズルとの間の間隙は、非常に繊細であり、冷却し続けるのが困難な領域である場合がある。ＴＣＬＡが流路内の加圧ガスよりも高い圧力を有するリムキャビティにＴＣＬＡを供給することによって、流路内の加圧ガスがリムキャビティに流入しないようにする。現在のいくつかのガスタービンは、リムキャビティ内に極めて低い圧力限界を有し、その結果、それらの動作が制限されるか、または強制的にＴＣＬＡが大幅に増大して、適切なリムキャビティ温度を維持する。圧縮空気の補助供給源によって、エンジンコンプレッサ６０２よりも高圧、またはＴＣＬＡ圧力で空気を供給することができるため、現在のＴＣＬＡの利用を低減することができ、結果的にエンジン効率が向上する。
[0034]
Having a high pressure air available from the external compressor at A allows other functions to be realized. In gas turbines, the gap between the rotating blade inner diameter platform, also known as the rim cavity, and the adjacent upstream and downstream nozzles is very sensitive and difficult to keep cooling. There is. By supplying TCLA to the rim cavity where TCLA has a higher pressure than the pressurized gas in the flow path, the pressurized gas in the flow path is prevented from flowing into the rim cavity. Some current gas turbines have very low pressure limits in the rim cavity, which results in their operation being limited or forced to greatly increase TCLA to ensure proper rim cavity temperature. To maintain. Since the auxiliary supply source of compressed air can supply air at a higher pressure than the engine compressor 602 or at a TCLA pressure, it is possible to reduce the use of the current TCLA, resulting in an improvement in engine efficiency.
[００３５]
典型的なガスタービンエンジンの特性は、冷媒温度が低減するにつれて、タービン内で冷却された構成要素の最低金属温度を維持するための同じレベルの冷却の実行に必要な空気が少なくなることである。これにより、効率が向上し得る。例えば、Ｓｉｅｍｅｎｓ Ｗｅｓｔｉｎｇｈｏｕｓｅ及び三菱重工を含む代替相手方ブランド製造業者は、タービンの一部でも利用されるＴＣＬＡの冷却システムを利用する。このシステムはロータ式空気冷却器（ＲＡＣ）システムと称され、ガスタービンエンジンの外側のＴＣＬＡの一部を、空気温度が約７５０°Ｆ（約３９９°Ｃ）から約４５０°Ｆ（約２３２°Ｃ）に低減する冷却器に導く。この温度低下は必要な冷却空気の量を低減するためには十分であるが、依然として、冷却された空気を受容する部品への熱衝撃の危険性を排除するには十分高温である。ＲＡＣ空気は上述の圧力感度により、冷却器の後にパイプを通じてガスタービンエンジンの回転部に戻される。
[0035]
A typical gas turbine engine characteristic is that as the refrigerant temperature decreases, less air is required to perform the same level of cooling to maintain the lowest metal temperature of the components cooled in the turbine. . This can improve efficiency. For example, alternative counterpart brand manufacturers, including Siemens Westinghouse and Mitsubishi Heavy Industries, utilize TCLA cooling systems that are also used in some turbines. This system is referred to as a rotor air cooler (RAC) system, and a portion of the TCLA outside the gas turbine engine is moved from about 750 ° F. (about 399 ° C.) to about 450 ° F. (about 232 ° C.). C) leads to a reduced cooler. While this temperature drop is sufficient to reduce the amount of cooling air required, it is still hot enough to eliminate the risk of thermal shock to parts that receive the cooled air. RAC air is returned to the rotating part of the gas turbine engine through the pipe after the cooler due to the pressure sensitivity described above.
[００３６]
これらの性能向上は、同じ第１段ノズル温度を適切に維持するようにガスタービンの制御システムを調節することができるように圧縮空気の補助供給源からの空気が第１段タービンノズルの冷却システムの入口に導かれる受動冷却システムを用いて実現することができる。この受動システムを利用すると、圧縮空気の補助供給源が動作していない際に、燃焼温度は影響を受けないが、より低温の冷却空気流が第１段タービンノズルに導かれるにつれて、その後、ガスタービンシステムの電力及び効率を向上させるために燃焼器への燃料流を比例して増大させることができる。
[0036]
These performance enhancements allow the air from the auxiliary source of compressed air to cool the first stage turbine nozzle cooling system so that the gas turbine control system can be adjusted to properly maintain the same first stage nozzle temperature. It can be realized using a passive cooling system led to the inlet of the. Using this passive system, the combustion temperature is not affected when the auxiliary supply of compressed air is not operating, but as the cooler cooling air stream is directed to the first stage turbine nozzle, the gas is then The fuel flow to the combustor can be proportionally increased to improve the power and efficiency of the turbine system.
[００３７]
第１段ノズルに供給される冷却空気の全てが圧縮空気の補助供給源から来ており、その結果として、実行しなければならない、最も確実なシステムとなる、非受動的、または専用システムも利用することができる。この構成により、より高圧の異なる冷却方式を利用して、第１段ノズルの冷却効果を向上させることができる。例えば、０．５９から０．６５の冷却効果を約１０％向上させることが可能であった場合、冷却空気の量を約１０ｌｂ／ｓｅｃ低減することができ、それによって、１７０ＭＷのガスタービンに約４ＭＷの追加電力が加えられるか、または、電力及び効率が約２．４％向上するこの漸増電力及び効率はより低温の冷却空気及び上述の一定の冷却効果に相加的である。
[0037]
All of the cooling air supplied to the first stage nozzle comes from a supplemental source of compressed air, resulting in the most reliable system that must be implemented, non-passive or dedicated systems are also used can do. With this configuration, it is possible to improve the cooling effect of the first stage nozzle by using a cooling system having a higher pressure. For example, if it was possible to improve the cooling effect of 0.59 to 0.65 by about 10%, the amount of cooling air could be reduced by about 10 lb / sec, thereby reducing the amount of cooling to about 170 MW gas turbine. This incremental power and efficiency, where 4 MW of additional power is added or power and efficiency improve by about 2.4%, is additive to cooler cooling air and the constant cooling effect described above.
[００３８]
次に図９を参照すると、専用冷却システム９００の代替的な実施形態は、空気がコンプレッサ吐出プレナム９０２から抽出され、冷却器９０４によって冷却され、その後、コンプレッサ９０６によって圧力が増大する閉ループシステムを含む。加圧空気９０８はその後、パイプによって入口９１０を通って、第１段ノズル９３１を冷却するための専用冷却システムに至る。従来は空気冷却ノズルにおいて行われていたように、冷却空気を高温ガス流路に排出する代わりに、冷却空気の一部または全部が燃焼プロセスを通過するコンプレッサ吐出プレナム９０２に戻され、冷却空気を効率的に循環させる。このプロセスの１つの大きな利点は、新しい空気がガスタービンサイクルに添加されず、したがってガスタービン排気の質量流量が比較的変化しないことで、通過がはるかに容易になるためガスタービンの排気の質量流量を比較的一定に保つことができることである。例えば、現在のコンバインドサイクル発電プラントは、漸増する電力のために、ガスタービン自体よりもはるかに多く排出を行うダクトバーナーを利用してもよい。圧縮空気の補助供給源はガスタービン上で作用し、ガスタービンの排出特性を有するため、漸増するメガワットの発生電力に対して、漸増する排出量ははるかに低い。
[0038]
Referring now to FIG. 9, an alternative embodiment of the dedicated cooling system 900 includes a closed loop system in which air is extracted from the compressor discharge plenum 902 and cooled by the cooler 904, after which the pressure is increased by the compressor 906. . The pressurized air 908 is then piped through the inlet 910 to a dedicated cooling system for cooling the first stage nozzle 931. Instead of exhausting the cooling air into the hot gas flow path, as is conventionally done in air cooling nozzles, some or all of the cooling air is returned to the compressor discharge plenum 902 that passes through the combustion process. Circulate efficiently. One major advantage of this process is that no new air is added to the gas turbine cycle, and therefore the mass flow rate of the gas turbine exhaust is relatively unchanged, which makes it much easier to pass through and therefore the mass flow rate of the gas turbine exhaust. Can be kept relatively constant. For example, current combined cycle power plants may utilize duct burners that emit much more than the gas turbine itself because of the increasing power. Since the auxiliary source of compressed air acts on the gas turbine and has the emission characteristics of the gas turbine, the incremental emissions are much lower for the increasing megawatts of generated power.
[００３９]
図９の閉ループ冷却第１のベーンによって実現される他の利点は、タービンを通過する質量流量が一定である場合、ガスタービンコンプレッサへの背圧が影響を受けず、全てのガスタービン負荷条件においてシステムを利用することができることである。現在、圧縮空気の補助供給源は主に電力増強システムであり、負荷に関する利点を、一部提供することができるが、ガスタービンコンプレッササージの制限により、極めて低い負荷に多少制限される。図９に示す閉ループ冷却システムは、空気に応用される冷却をコンプレッサ吐出プレナムから離脱する際に増大させるかまたは低下させることによって、冷却された第１のベーン９３１から戻されている空気の温度上昇を効果的に制御することができ、それによってガスタービンが動作制限をより一層低くすることが可能になる。
[0039]
Another advantage realized by the closed-loop cooling first vane of FIG. 9 is that if the mass flow rate through the turbine is constant, the back pressure to the gas turbine compressor is unaffected and at all gas turbine load conditions. The system can be used. Currently, the auxiliary source of compressed air is primarily a power boost system, which can provide some load benefits, but is somewhat limited to very low loads due to gas turbine compressor surge limitations. The closed loop cooling system shown in FIG. 9 increases the temperature of the air being returned from the cooled first vane 931 by increasing or decreasing the cooling applied to the air as it leaves the compressor discharge plenum. Can be effectively controlled, which allows the gas turbine to further reduce operational limits.
[００４０]
しかし、ノズルを冷却するためにより低温の空気（約４００°Ｆ（約２０４°Ｃ））を利用することで、ノズルを流出する空気がはるかに低温になり（１０００°Ｆ（５３８°Ｃ）ではなく約７００°Ｆ（約３７１°Ｃ））、したがって、より低温のノズル冷却空気が高温ガス流路のガスと混合されることにより、燃焼温度が効果的に低減する。同じ冷却効果を維持し、冷媒温度を低減させることで、燃焼温度を効果的に上昇させることができる。例えば本発明の一実施形態に関して、冷却効果は約０．５９［（２７００−１５５０）／（２７００−７５０）＝０．５９］である。これをより高い燃焼器温度及びより低い冷媒温度で保つことにより、燃焼温度が以下のように上昇する。０．５９＝（２７００＋ｘ−１５５０）／（２７００＋ｘ−４００）、ｘ＝５０４Ｆ。したがって、第１段ノズルを冷却するための空気がより低温である場合、ノズルの金属温度及び寿命を維持し、ガスタービンシステムの電力及び効率を向上させながら、効果的な燃焼温度を約５００°Ｆ（約２６０°Ｃ）上昇させることができる。
[0040]
However, by using cooler air (about 400 ° F (about 204 ° C)) to cool the nozzle, the air exiting the nozzle is much cooler (at 1000 ° F (538 ° C)). About 700 ° F. (rather than about 371 ° C.)), so the cooler nozzle cooling air is mixed with the gas in the hot gas flow path, effectively reducing the combustion temperature. By maintaining the same cooling effect and reducing the refrigerant temperature, the combustion temperature can be effectively increased. For example, for one embodiment of the present invention, the cooling effect is about 0.59 [(2700-1550) / (2700-750) = 0.59]. By keeping this at a higher combustor temperature and a lower refrigerant temperature, the combustion temperature increases as follows. 0.59 = (2700 + x-1550) / (2700 + x-400), x = 504F. Thus, if the air to cool the first stage nozzle is cooler, an effective combustion temperature of about 500 ° is achieved while maintaining nozzle metal temperature and life and improving power and efficiency of the gas turbine system. F (about 260 ° C.) can be raised.
[００４１]
従来技術のガスタービンにおいて、（タービンベーンとの称される）第１段ノズル等の静的構成要素は、ノズルの空気圧の差異を通じて空気冷却される。ノズルはコンプレッサ吐出空気によって冷却され、ノズル外部の同様の圧力により、ノズルの前縁には圧力限界がほぼ存在しない。例えば、燃焼器の圧力下降が２．５％である場合、コンプレッサ吐出圧力は２２０ｐｓｉｇであり、その後、ノズルの前縁に見られる圧力は約２１４．５ｐｓｉとなり、約５．５ｐｓｉのみの圧力によって空気に強制的にベーンの冷却システムを通過させ、その前縁を通って排出する。このため、ベーン前縁への空気供給は通常、可能な限り圧力下降がないように行われる。例えば空気は、コンプレッサディフューザから来る流速に関連する全圧力の一部を得ようと試みるために、トランジションピースの内径領域から得ることができる。同様にノズル内で、大量の冷却空気を通常消費する前縁は、ノズルを低温に保つために利用される熱移動の大部分が空気が一連の前縁のシャワーヘッド孔を通過する際に空気を冷却するための熱の伝導の組み合わせである、蒸散及びフィルム冷却式である。高度のガスタービンは通常、この機能を提供するためのノズルの前縁に密集した数百の冷却孔を有する。空気はノズル前縁のこれらの孔を通過した後、ノズルに直接当たる高温ガスを希釈するためにフィルム冷却層としてノズルエアフォイルの表面に広がるように導かれる。
[0041]
In prior art gas turbines, static components such as first stage nozzles (referred to as turbine vanes) are air-cooled through differences in nozzle air pressure. The nozzle is cooled by the compressor discharge air, and due to the same pressure outside the nozzle, there is almost no pressure limit at the leading edge of the nozzle. For example, if the combustor pressure drop is 2.5%, then the compressor discharge pressure is 220 psig, after which the pressure seen at the leading edge of the nozzle is about 214.5 psi, with only about 5.5 psi of air Is forced through the vane cooling system and discharged through its leading edge. For this reason, the supply of air to the leading edge of the vane is usually performed so that there is no pressure drop as much as possible. For example, air can be obtained from the inner diameter region of the transition piece to attempt to obtain a portion of the total pressure associated with the flow rate coming from the compressor diffuser. Similarly, the leading edge, which normally consumes a large amount of cooling air within the nozzle, is the majority of the heat transfer utilized to keep the nozzle cool, as the air passes through a series of leading edge showerhead holes. Transpiration and film cooling, which is a combination of heat conduction for cooling. Advanced gas turbines typically have hundreds of cooling holes that are closely packed in the leading edge of the nozzle to provide this function. After passing through these holes in the nozzle leading edge, the air is directed to spread over the surface of the nozzle airfoil as a film cooling layer in order to dilute the hot gas directly hitting the nozzle.
[００４２]
本発明は、コンプレッサ吐出圧力を上回るように調節することができる圧力で冷却空気を供給し、異なる、より効率的な冷却方式をノズルの前縁に提供する。電動の、または補助エンジンによって給電された、別途駆動されるコンプレッサの利用により、配管及び多岐管ネットワークを通じてこの空気をノズルに導き、空気をノズルに専用供給する手段を備える圧縮空気の供給源が提供される。従来技術の伝導及びフィルム冷却方式を利用する代わりに、まず前縁上で直接後方衝突し、熱移動を向上させることによって、ノズル前縁を冷却するために必要な伝導及びフィルムの量を削減するために、大幅な圧力下降を利用することができる。粗悪な燃料が引き起こす異物損傷（ＦＯＤ）等の予期せぬ出来事によってノズル前縁に焼けた孔が空く場合に、エアフォイルの完全な溶け落ち等の惨事がノズルに発生することを防ぐために十分な冷却をもたらすために、前縁に衝撃を与える圧力をリアルタイムで設計または調節することができるように、インピンジメント孔への空気の供給を設計することが可能な、他のいくつかの独特の特徴を追加することもできる。
[0042]
The present invention provides cooling air at a pressure that can be adjusted to exceed the compressor discharge pressure, providing a different and more efficient cooling scheme at the leading edge of the nozzle. The use of a separately driven compressor, powered by an electric or auxiliary engine, provides this compressed air supply with means for directing this air to the nozzle through piping and manifold networks, and dedicated air supply to the nozzle. Is done. Instead of using prior art conduction and film cooling schemes, the amount of conduction and film required to cool the nozzle leading edge is reduced by first impacting directly back on the leading edge and improving heat transfer. Thus, a significant pressure drop can be utilized. Sufficient to prevent the nozzle from causing catastrophic events such as complete airfoil burnout when the nozzle leading edge is pierced by an unexpected event such as foreign object damage (FOD) caused by poor fuel Several other unique features that allow the air supply to the impingement holes to be designed so that the pressure that impacts the leading edge can be designed or adjusted in real time to provide cooling Can also be added.
[００４３]
加えて、当業者には理解できるように、タービンノズルは通常、複数の冷却回路を含む。このような１つの回路は、ノズルに関連して圧力下降が発生した後に、ノズルの出口平面においてその冷却空気を排出しているため、冷却流を駆動するために必要な圧力がはるかに小さい後縁回路である。その結果、ノズル前縁のインピンジメント冷却のために利用される空気の一部は内部からノズルに導かれ、その通路に沿ってノズルの後縁領域の冷却を行うことができ、そこでノズルの後縁を冷却するためにその空気を利用することができる。これは、ノズルの前縁を冷却するために利用される空気が前縁領域専用である従来技術のノズルとは異なる。ここで、圧力がコンプレッサ吐出圧力を超えて増大する際に、ノズルの前縁及び中間部ならびに／またはノズルの後縁を冷却するために空気を利用することができる。この冷却空気の多目的な利用により、ノズルを冷却するために必要な冷却空気が大幅に低減することになり、それによって、ガスタービンシステムの効率が向上する。
[0043]
In addition, as will be appreciated by those skilled in the art, turbine nozzles typically include a plurality of cooling circuits. One such circuit is that after the pressure drop associated with the nozzle occurs, the cooling air is exhausted at the exit plane of the nozzle so that the pressure required to drive the cooling flow is much less. It is an edge circuit. As a result, a part of the air used for impingement cooling of the nozzle leading edge is led from the inside to the nozzle, and cooling of the trailing edge region of the nozzle can be performed along the passage, where the nozzle The air can be used to cool the rim. This is different from prior art nozzles where the air utilized to cool the leading edge of the nozzle is dedicated to the leading edge region. Here, air can be utilized to cool the leading and middle portions of the nozzle and / or the trailing edge of the nozzle as the pressure increases beyond the compressor discharge pressure. This versatile use of cooling air greatly reduces the cooling air required to cool the nozzle, thereby improving the efficiency of the gas turbine system.
[００４４]
加えて、当業者には理解できるように、ノズル冷却システムは、通常は検査の間が２４，０００時間である検査間隔に合うように設計される。設計点は最も温度が高い状態、通常はベース負荷動作であり、燃焼温度が低下する部分負荷では、ノズルの金属温度もまた、設計条件未満に低下する。別途冷却されるノズルシステムの場合、圧力、温度及び／または流量は変化して、部分負荷条件において金属温度を上昇させ、それによりさらにノズルへの冷却空気を低減させて、部分負荷効率を向上させることができる。
[0044]
In addition, as will be appreciated by those skilled in the art, nozzle cooling systems are designed to meet inspection intervals, which are typically 24,000 hours between inspections. The design point is the hottest state, usually base load operation, and at partial loads where the combustion temperature is reduced, the nozzle metal temperature is also reduced below the design conditions. In the case of a separately cooled nozzle system, the pressure, temperature and / or flow rate can be varied to increase the metal temperature at partial load conditions, thereby further reducing the cooling air to the nozzle and improving the partial load efficiency. be able to.
[００４５]
同様にノズル内には通常、ホットスポット、すなわち、より高い金属温度で動作するノズルの領域が存在する。これらの領域は場合によっては、トランジションピースに対するノズル接線方向の位置に関連する。例えば、Ｓｉｅｍｅｎｓ Ｗｅｓｔｉｎｇｈｏｕｓｅ５０１Ｆガスタービン等のあるエンジンには、１６個のトランジションピース及び３２個の第１段ノズルが存在する。ノズルの１６個はトランジションピースの側壁に位置し、残りの１６個のノズルはトランジションピースの吐出フレームの中央に位置する。その結果、トランジションピースの側壁に位置するノズルは、トランジションピースの側壁の冷却及び漏洩流により、高温ガス流路温度が低くなる。このように、これらのノズルは通常、ノズルよりもはるかに低い温度で走行し、トランジションピースから流出する高温燃焼ガスに直接さらされる。本明細書に開示するように、専用ノズル冷却システムを用いると、冷却空気の供給は２つの領域に分岐し、ノズルの金属温度、及びそれによって寿命がトランジションピースの側壁付近に位置するノズルとトランジションピース吐出通路内のノズルに関して同じになるように、別途制御され得る。
[0045]
Similarly, there are usually hot spots in the nozzle, ie areas of the nozzle that operate at higher metal temperatures. These regions are sometimes associated with nozzle tangential positions relative to the transition piece. For example, some engines, such as the Siemens Westinghouse 501F gas turbine, have 16 transition pieces and 32 first stage nozzles. Sixteen of the nozzles are located on the side wall of the transition piece, and the remaining sixteen nozzles are located in the center of the discharge frame of the transition piece. As a result, the nozzle located on the side wall of the transition piece has a low hot gas flow path temperature due to cooling and leakage flow of the side wall of the transition piece. As such, these nozzles typically run at a much lower temperature than the nozzles and are directly exposed to the hot combustion gases exiting the transition piece. As disclosed herein, with a dedicated nozzle cooling system, the supply of cooling air divides into two regions, the nozzle metal temperature, and thereby the nozzle and transition whose life is located near the side wall of the transition piece It can be separately controlled to be the same for the nozzles in the piece discharge passage.
[００４６]
当業者には理解されるように、様々な手段で冷却空気の流量の調整を行うことができる。例えば、ノズルへの冷却空気の流量を調整するための例示的な手段は、様々なエンジン制御アルゴリズムならびに、流量制御弁及び調量プレートを含むがそれに限定されない機械的手段を含むことができる。
[0046]
As will be appreciated by those skilled in the art, the cooling air flow rate can be adjusted by various means. For example, exemplary means for adjusting the flow rate of cooling air to the nozzle can include various engine control algorithms and mechanical means including, but not limited to, flow control valves and metering plates.
[００４７]
この独特の冷却構成及びプロセスはまた、タービンノズルのセクタに応用することができる。多くの場合、燃焼器からの高温ガス温度はガスタービンノズル入口領域周囲で変化する。セクタに分割される専用ノズル冷却システムでは、ガス温度が変化しても一定の冷却温度及び寿命をもたらすよう各セクタを調節することができる。この機構を用いると、ＦＯＤ等の予期せぬ出来事により、構成要素の早期損傷が発生する場合、効率的な方法で構成要素の寿命を延長するように補償するよう冷却空気温度、流量、及び／または圧力を調節することができる。当業者には理解できるように、所望の冷却効果を実現するために、同様の結果を実現するように、冷却空気の圧力、温度及び流量の複数の組み合わせを個別に調節することができる。その結果特に、場合によっては、ノズル構成要素を冷却するために圧力が上昇しない場合があることも想定される。本明細書では第１段タービンノズルが利用されたが、本発明の第１段ノズルへの応用は、本発明の潜在的な利用の一表現に過ぎない。本発明はまた、他のタービンノズル及びシュラウドブロックを含む他の静的構成要素に応用可能である。
[0047]
This unique cooling configuration and process can also be applied to the turbine nozzle sector. In many cases, the hot gas temperature from the combustor varies around the gas turbine nozzle inlet region. In dedicated nozzle cooling systems that are divided into sectors, each sector can be adjusted to provide a constant cooling temperature and lifetime as the gas temperature changes. With this mechanism, if an early event of a component occurs due to an unexpected event such as FOD, the cooling air temperature, flow rate, and / or to compensate to extend the component life in an efficient manner. Or the pressure can be adjusted. As will be appreciated by those skilled in the art, in order to achieve the desired cooling effect, multiple combinations of cooling air pressure, temperature and flow rate can be individually adjusted to achieve similar results. As a result, it is particularly envisaged that, in some cases, the pressure may not increase to cool the nozzle components. Although a first stage turbine nozzle has been utilized herein, the application of the present invention to a first stage nozzle is only one representation of the potential use of the present invention. The present invention is also applicable to other static components including other turbine nozzles and shroud blocks.
[００４８]
当業者には理解できるように、第１のタービンベーンへの冷却空気の低減のために説明される原理は、効率の向上に直接つながり、また他のタービン構成要素にも応用することができる。例えば、第１段ブレード外側空気シールは、第１段タービンブレードの半径方向外側に位置するシールである。これはまた、作動圧力及び温度により、冷却が困難な部品である。したがって、ガスタービン内で利用可能な圧力より高く空気圧を制御することができる冷却空気の個別の供給源を用いる場合、冷却空気がまずいくつかのインピンジメント機構を用いて後方を冷却すると、その後フィルムとして広がる代替的な冷却技術を利用することが可能になる。
[0048]
As will be appreciated by those skilled in the art, the principles described for reducing the cooling air to the first turbine vane lead directly to increased efficiency and can also be applied to other turbine components. For example, the first stage blade outer air seal is a seal located radially outward of the first stage turbine blade. This is also a component that is difficult to cool due to operating pressure and temperature. Thus, when using a separate source of cooling air that can control the air pressure higher than the pressure available in the gas turbine, the cooling air first cools the back using several impingement mechanisms and then the film As an alternative, it becomes possible to use alternative cooling technologies.
[００４９]
上述のように本発明は、図７に示すように圧縮空気の補助供給源７００を通じる等して、ガスタービンエンジン外部の個別のプロセスを通じて冷却空気が供給されるタービンノズルの冷却方法を提供する。このように圧縮された冷却空気は、コンプレッサ吐出プレナム内の空気を超える圧力を有し、タービンノズルの前縁に導かれる。本発明の一実施形態において、前縁からの空気の一部はその後、タービンノズルの後縁または中央部等の前縁の後方でタービンノズルの一部を冷却するよう導かれる。冷却空気のこの循環または再利用は、圧縮空気の補助供給源によって発生する、空気のより低い温度及びより高い圧力によって可能である。
[0049]
As described above, the present invention provides a method for cooling a turbine nozzle in which cooling air is supplied through a separate process external to the gas turbine engine, such as through an auxiliary source 700 of compressed air as shown in FIG. . The compressed air thus compressed has a pressure that exceeds the air in the compressor discharge plenum and is directed to the leading edge of the turbine nozzle. In one embodiment of the invention, a portion of the air from the leading edge is then directed to cool a portion of the turbine nozzle behind the leading edge, such as the trailing edge or center of the turbine nozzle. This circulation or reuse of cooling air is possible due to the lower temperature and higher pressure of the air generated by the auxiliary source of compressed air.
[００５０]
本発明の一実施形態において、所定の制御パラメータによってタービンノズルへの流量を変化させるように、圧縮空気の補助供給源からの圧縮空気の分配が制御される。空気圧、温度、空気の流量、またはこれらの制御パラメータの組み合わせを含む様々な制御パラメータを利用することができる。すなわち、個別の外部プロセスによって発生しているタービンノズルに供給される冷却流の量が、それぞれの空気圧、温度、または冷却空気の空気流量によって調整される。このプロセスは、圧縮空気の補助供給源によって発生する空気の制御パラメータ、ならびに温度及び圧力を、タービンノズルにおいて測定し、結果的にタービンノズルへの冷却空気の流量を調節するシステムによって調整される。
[0050]
In one embodiment of the invention, the distribution of compressed air from an auxiliary supply of compressed air is controlled to vary the flow rate to the turbine nozzle according to predetermined control parameters. Various control parameters can be utilized including air pressure, temperature, air flow rate, or a combination of these control parameters. That is, the amount of cooling flow supplied to the turbine nozzles generated by a separate external process is adjusted by the respective air pressure, temperature, or air flow rate of the cooling air. This process is coordinated by a system that measures the control parameters of the air generated by the auxiliary source of compressed air, as well as temperature and pressure, at the turbine nozzle and consequently adjusts the flow rate of cooling air to the turbine nozzle.
[００５１]
本発明は現在好ましい実施形態として知られるものにおいて説明されているが、本発明は開示される実施形態を制限するものではなく、反対に、以下の特許請求の範囲内の様々な修正及び同等の機構を包含するよう意図されていることを理解すべきである。本発明は、あらゆる点で制限的ではなく例示的であることが意図される特定の実施形態に関連して説明されている。具体的には、本出願における例として第１段ノズルが利用される。しかし原理は、高温ガス流路構成要素と通常称される他の回転及び静止タービン構成要素に応用される。
[0051]
Although the invention has been described in what are presently known as preferred embodiments, the invention is not intended to limit the disclosed embodiments, but on the contrary, various modifications and equivalents within the scope of the following claims. It should be understood that it is intended to encompass the mechanism. The invention has been described in connection with specific embodiments that are intended in all respects to be illustrative rather than restrictive. Specifically, the first stage nozzle is used as an example in the present application. However, the principles apply to other rotating and stationary turbine components commonly referred to as hot gas flow path components.
[００５２]
以上の説明から、本発明は、先に明記した全ての目的を、本システム及び方法にとって自明であり固有である他の利点と共に、達成するのに非常に適していることが分かるであろう。ある種の特徴及びサブコンビネーションは有益であり、他の特徴及びサブコンビネーションを参照しなくても採用できることが理解される。これは、請求項の範囲によって想定されていることであり、その範囲に含まれる。
[0052]
From the foregoing description, it will be appreciated that the present invention is well suited to accomplishing all of the objectives set forth above, along with other advantages that are self-evident and inherent to the present systems and methods. It will be appreciated that certain features and sub-combinations are beneficial and can be employed without reference to other features and sub-combinations. This is contemplated by and is within the scope of the claims.
Claims (20)
前記コンプレッサ吐出プレナム内の空気を超える圧力を有する圧縮空気の供給を形成するために、個別のプロセスを前記ガスタービンエンジンまで通る前記タービンノズルのための冷却空気の一部を圧縮することと、
前記圧縮空気の供給を前記タービンノズルの前縁に導くことと、
前記圧縮空気の供給の一部を、前記前縁から前記前縁の後方の前記タービンノズルの一部に導くことと、
を含む、方法。 A method for cooling a turbine nozzle in a gas turbine engine having a compressor section, a compressor discharge plenum, a combustor section, and a turbine section, fluidly connected to each other, the method comprising:
Compressing a portion of the cooling air for the turbine nozzles through a separate process to the gas turbine engine to form a supply of compressed air having a pressure that exceeds the air in the compressor discharge plenum;
Directing the supply of compressed air to the leading edge of the turbine nozzle;
Directing a portion of the supply of compressed air from the leading edge to a portion of the turbine nozzle behind the leading edge;
Including a method.
前記ガスタービンエンジンの外部の個別のプロセスにおいて前記冷却空気が圧縮される、前記タービンノズルのための圧縮空気を形成するために、冷却空気の一部を圧縮することと、
段内の各タービンノズルに供給される前記圧縮空気を変化させるように、前記タービンノズルの段の周方向に前記圧縮空気の分配を制御することと、
を含む方法であって、
前記圧縮空気の分配が所定の制御パラメータに基づく、方法。 A method of cooling a plurality of turbine nozzles in a gas turbine engine having a compressor section, a compressor discharge plenum, a combustor section, and a turbine section, all fluidly connected to each other, comprising:
Compressing a portion of the cooling air to form compressed air for the turbine nozzle, wherein the cooling air is compressed in a separate process external to the gas turbine engine;
Controlling the distribution of the compressed air in the circumferential direction of the stage of the turbine nozzle so as to change the compressed air supplied to each turbine nozzle in the stage;
A method comprising:
The method wherein the distribution of compressed air is based on predetermined control parameters.
前記ガスタービンエンジンの外部の個別のプロセスにおいて、前記タービンセクションの前記静的構成要素のために冷却空気の一部を圧縮することと、
制御パラメータに基づき、前記静的構成要素の周方向周囲に前記圧縮された冷却空気の分配を制御することと、
を含む、方法。 A method for cooling static components in a gas turbine engine having a compressor section, a compressor discharge plenum, a combustor section, and a turbine section fluidly coupled to each other, the method comprising:
Compressing a portion of cooling air for the static components of the turbine section in a separate process external to the gas turbine engine;
Controlling the distribution of the compressed cooling air around the circumferential direction of the static component based on control parameters;
Including a method.
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