RU2547541C2

RU2547541C2 - Осевая газовая турбина

Info

Publication number: RU2547541C2
Application number: RU2010148727/06A
Authority: RU
Inventors: Александр Ханин; Валерий Костеге
Original assignee: Альстом Текнолоджи Лтд
Priority date: 2010-11-29
Filing date: 2010-11-29
Publication date: 2015-04-10
Also published as: CN102477873B; MY159692A; EP2458159A1; AU2011250785B2; US20120134779A1; RU2010148727A; JP2012117538A; HRP20160731T1; EP2458159B1; JP5738158B2; CN102477873A; US8979482B2; AU2011250785A1

Abstract

Осевая газовая турбина содержит ротор с чередующимися рядами воздухоохлаждаемых рабочих лопаток и теплозащитных экранов ротора, и статор с чередующимися рядами воздухоохлаждаемых направляющих лопаток и теплозащитных экранов статора, установленных в держателе направляющих лопаток. Статор коаксиально охватывает ротор снаружи с образованием между ними тракта течения горячих газов так, что ряды рабочих лопаток и теплозащитных экранов статора и ряды направляющих лопаток и теплозащитных экранов ротора расположены напротив друг друга соответственно. Ряд направляющих лопаток и следующий ряд рабочих лопаток в направлении вниз по ходу течения потока образуют ступень турбины. Рабочие лопатки ступени турбины выполнены с внешними платформами на их концах. Ступень турбины содержит средства, направляющие охлаждающий воздух, который уже был использован для охлаждения профильной части направляющих лопаток ступени турбины, в первую полость, находящуюся между внешними платформами рабочих лопаток и расположенными напротив теплозащитными экранами статора, для защиты теплозащитных экранов статора от горячих газов и для охлаждения внешних платформ рабочих лопаток. Каждая из направляющих лопаток содержит внешнюю платформу. Средства для направления охлаждающего воздуха включают в себя вторую полость для поступления охлаждающего воздуха, который выходит из профильной части направляющей лопатки. Кроме того, средства направления охлаждающего воздуха включают в себя средства подачи поступившего охлаждающего воздуха в радиальном направлении в указанную первую полость. Изобретение направлено на повышение эффекти

Description

Область техники, к которой относится изобретение

Настоящее изобретение относится к технологии газовых турбин.

В частности, изобретение относится к проектированию ступени осевой турбины газотурбинного агрегата. Обычно статор турбины содержит держатель направляющих лопаток с пазами, в которых устанавливают один за другим ряд направляющих лопаток и ряд теплозащитных экранов статора. Эта же ступень турбины содержит ротор, включающий вращающийся вал с пазами, в которых один за другим установлены ряд теплозащитных экранов и ряд рабочих лопаток.

Уровень техники

Настоящее изобретение относится к осевой газовой турбине, пример которой иллюстрируется на фиг.1. Газовая турбина 10, показанная на фиг.1, работает по принципу последовательного сжигания топлива. Она содержит компрессор 11, первую камеру 14 сгорания с некоторым количеством топливных форсунок 13 и первым средством 12 подачи топлива, турбину 15 высокого давления, вторую камеру 17 сгорания со вторым средством 16 подачи топлива и турбину 18 низкого давления с чередующимися рядами рабочих лопаток 20 и направляющих лопаток 21, которые установлены с образованием ряда ступеней турбины, размещенных вдоль оси 22 агрегата.

Газовая турбина 10 на фиг.1 содержит статор и ротор. Статор содержит держатель 19 направляющих лопаток с установленными в нем направляющими лопатками 21. Эти направляющие лопатки 21 необходимы для формирования профилированных каналов, через которые протекает горячий газ, полученный в камере 17 сгорания. Газ, протекающий через тракт 22 прохождения горячего газа в заданном направлении, ударяет в рабочие лопатки 20, установленные в пазах вала ротора, и приводит ротор турбины во вращение. Для защиты корпуса статора от действия горячего газа, протекающего над рабочими лопатками 20, используют теплозащитные экраны, установленные между соседними рядами направляющих лопаток. Для высокотемпературных ступеней турбины необходима подача охлаждающего воздуха внутрь направляющих лопаток, теплозащитных экранов статора и в рабочие лопатки.

На фиг.2 показана в разрезе типичная воздухоохлаждаемая ступень газовой турбины 10 (СТ). В пределах ступени газовой турбины 10 (СТ) в держателе 19 направляющих лопаток установлен ряд направляющих лопаток. Ниже по ходу течения потока от направляющих лопаток 21 размещен ряд вращающихся рабочих лопаток, каждая из которых содержит на конце внешнюю платформу 24 с зубцами (зубцами 52 на фиг.3 (В)), расположенными на верхней стороне. Напротив концов (и зубцов 52) рабочих лопаток в держателе 19 направляющих лопаток установлены теплозащитные экраны 26 статора. Каждая из направляющих лопаток 21 выполнена с внешней платформой 25 направляющей лопатки. Направляющие лопатки 21 и рабочие лопатки 20 с их соответствующими внешними платформами 25 и 24 образуют границы тракта 29 горячих газов, через который протекают горячие газы, выходящие из камеры сгорания.

Для того чтобы обеспечить длительный срок эксплуатации высокотемпературной ступени турбины 10, все элементы, образующие тракт 22 течения горячих газов, должны эффективно охлаждаться. Охлаждение элементов турбины осуществляется с использованием воздуха, подводимого из компрессора 11 указанного газотурбинного агрегата. Для охлаждения направляющих лопаток 21 сжатый воздух подают из камеры 23 через отверстия 27 в полость 28, расположенную между держателем 19 направляющих лопаток и внешними платформами 25 направляющих лопаток. Затем этот охлаждающий воздух протекает через профильную часть направляющей лопатки и из профильной части выходит в тракт 29 течения горячих газов (см. горизонтальные стрелки у задней кромки указанной профильной части на фиг.2). Рабочие лопатки 20 охлаждаются за счет использования воздуха, который протекает через хвостовик и профильную часть рабочих лопаток в вертикальном (радиальном) направлении и поступает в тракт 29 течения горячих газов турбины через щель в профильной части рабочих лопаток и через отверстие между зубцами 52 внешней платформы 24 рабочих лопаток. Охлаждение теплозащитных экранов 26 статора в конструкции, представленной на фиг.2, не предусмотрено, поскольку указанные теплозащитные экраны 26 статора, как считается, защищены от вредного воздействия основного потока горячих газов с помощью внешней платформы 24 рабочих лопаток.

Недостатки описанной выше конструкции, которые могут быть приняты во внимание, обусловлены, прежде всего, тем, что охлаждающий воздух, проходящий через профильную часть рабочих лопаток, не обеспечивает достаточно эффективное охлаждение внешней платформы 24 рабочих лопаток и, следовательно, не обеспечивает их продолжительный срок службы. Противолежащий теплозащитный экран 26 статора также недостаточно защищен от горячего газа тракта 29 течения горячего газа.

Во-вторых, недостаток этой конструкции заключается в наличии щели в зоне А на фиг.2, вследствие чего в месте сочленения между направляющей лопаткой 21 и последующим теплозащитным экраном 26 статора происходит утечка охлаждающего воздуха, что приводит к потерям охлаждающего воздуха, который поступает в тракт 29 течения горячих газов турбины.

Раскрытие изобретения

Задача настоящего изобретения заключается в обеспечении газовой турбины со схемой охлаждения ступени турбины, которая позволяет устранить недостатки, присущие известным охлаждающим конструкциям, и сочетает в себе снижение массового расхода охлаждающего воздуха и его утечек с улучшенным охлаждением и эффективной защитой важных элементов ступеней турбины от теплового воздействия.

Указанная выше и другие задачи решаются с помощью газовой турбины согласно п.1 формулы изобретения.

Газовая турбина согласно изобретению содержит ротор с чередующимися рядами воздухоохлаждаемых рабочих лопаток и теплозащитных экранов ротора и статор с чередующимися рядами воздухоохлаждаемых направляющих лопаток и теплозащитных экранов статора, установленных в держателе направляющих лопаток, при этом статор коаксиально охватывает снаружи ротор с образованием между ними тракта течения горячих газов так, что ряды рабочих лопаток и теплозащитных экранов статора и ряды направляющих лопаток и теплозащитных экранов ротора расположены напротив друг друга соответственно, при этом ряд направляющих лопаток и следующий за ним ряд рабочих лопаток, расположенный ниже по ходу течения потока, образуют ступень турбины, причем рабочие лопатки ступени турбины снабжены на их концах внешними платформами. Согласно изобретению ступень турбины содержит средства, направляющие охлаждающий воздух, который уже был использован для охлаждения, в частности, профильной части направляющих лопаток ступени турбины, в первую полость, находящуюся между внешними платформами рабочих лопаток и расположенными напротив теплозащитными экранами статора, с целью защиты указанных теплозащитных экранов статора от горячих газов и для охлаждения внешних платформ рабочих лопаток. В соответствии с одним воплощением настоящего изобретения внешние платформы рабочих лопаток снабжены на их внешней поверхности параллельными (в окружном направлении) зубцами, и указанная первая полость ограничена указанными параллельными зубцами.

Согласно другому воплощению изобретения каждая из направляющих лопаток содержит внешнюю платформу, а указанные средства для направления охлаждающего воздуха включают в себя вторую полость для приема охлаждающего воздуха, который выходит из профильной части направляющей лопатки, и, кроме того, указанные направляющие средства включают в себя средства подачи поступившего охлаждающего воздуха в радиальном направлении в указанную первую полость.

Предпочтительно указанные средства подачи включают выступ на задней стенке внешней платформы направляющей лопатки, который перекрывает первые зубцы близлежащих внешних платформ рабочих лопаток в направлении движения потока, и экран, который покрывает указанный выступ таким образом, что между этим выступом и экраном образуется канал для охлаждающего воздуха, который заканчивается радиальной щелью как раз выше указанной первой полости.

В соответствии с другим воплощением вторая полость и средства подачи поступившего охлаждающего воздуха соединены с помощью ряда отверстий, которые проходят через заднюю стенку внешней платформы направляющей лопатки и располагаются на одинаковом расстоянии друг от друга в окружном направлении.

Краткое описание чертежей

Настоящее изобретение далее более подробно будет пояснено посредством различных воплощений и со ссылками на приложенные чертежи.

Фиг.1 - хорошо известная базовая конструкция газовой турбины с последовательным сжиганием топлива, которая может быть использована для осуществления изобретения.

Фиг.2 - детальное раскрытие охлаждения ступени газовой турбины в соответствии с известным аналогом.

Фиг.3 - детальное раскрытие охлаждения ступени турбины в соответствии с одним воплощением изобретения.

Фиг.4 - вид в перспективе, иллюстрирующий конструктивное выполнение внешней платформы направляющей лопатки, показанной на фиг.3, в соответствии с одним воплощением изобретения, при этом все экраны удалены.

Фиг.5 - вид в перспективе, иллюстрирующий конструктивное выполнение внешней платформы направляющей лопатки, показанной на фиг.3, при этом все экраны размещены на месте.

Осуществление изобретения

На фиг.3 подробно раскрыты охлаждение ступени газовой турбины 30 в соответствии с одним воплощением изобретения и предложенная конструкция ступеней турбины (СТ), в которой обеспечивается экономия охлаждающего воздуха благодаря утилизации воздуха, использованного ранее для охлаждения направляющих лопаток 31.

Новизна этого предложения заключается не только в экономии охлаждающего воздуха, но также и в эффективной защите внешней платформы 34 рабочей лопатки от горячего газа, протекающего через тракт 39 течения горячего газа, за счет непрерывного слоя охлаждающего воздуха, истекающего вертикально из щели (щели 50 на фиг.3 (В)) в полость 41 между параллельными зубцами 52, выполненными на внешней поверхности внешних платформ 34 рабочих лопаток 32 ступени турбины (СТ). Указанная щель 50 образована с помощью экрана 43, покрывающего выступ 44, имеющийся на задней стенке внешней платформы 35 направляющей лопатки (см. фиг.3, зона В, и фиг.3 (В)).

Вообще, охлаждающий воздух из камеры 33 протекает в полость 38 через отверстие 37 для охлаждающего воздуха, проходит перфорированный экран 49 и поступает в каналы охлаждения, выполненные внутри профильной части направляющей лопатки. Охлаждающий воздух, использованный в направляющей лопатке 31 для ее охлаждения, проходит из профильной части в полость 46, отделенную от основной части внешней платформы 35 направляющей лопатки с помощью буртика 48 (см. также фиг.4). Затем этот воздух из полости 46 распределяется по ряду отверстий 45, расположенных на одинаковом расстоянии друг от друга в окружном направлении. Указанная полость 46 зарыта герметизирующим экраном 47 (см. также фиг.5). Как уже было отмечено, выше над остальной наибольшей частью внешней платформы 35 направляющей лопатки размещен перфорированный экран 49 (см. фиг.5), и воздух поступает через отверстия в этом экране, охлаждает поверхность платформы и входит во внутреннюю полость профильной части направляющей лопатки (на чертежах не показана). Важная особенность предложенной конструкции заключается также в наличии выступа 44 на задней стенке внешней платформы 35 направляющей лопатки, на нижней поверхности которого размещен хонейкомб 51 (см. фиг.3-5). Передний из зубцов 52 внешней платформы 34 рабочей лопатки, которые предотвращают дополнительные утечки использованного воздуха из полости 41 в тракт 39 течения горячего газа турбины, располагается непосредственно под выступом 44. За счет наличия этого выступа устраняется дополнительный зазор (см. фиг.2, зона А), образующий путь для утечек охлаждающего воздуха.

Таким образом, эффективная утилизация использованного ранее воздуха позволяет избежать подвода дополнительного охлаждающего воздуха к теплозащитным экранам 36 статора и к внешним полкам или внешним платформам 34 рабочих лопаток, поскольку использованный ранее воздух эффективно изолирует полость 41. Таким образом, предложенная конструкция имеет следующие преимущества.

1. Использованный в направляющей лопатке 31 воздух используют затем для охлаждения элементов, в частности внешних платформ 34 рабочей лопатки.

2. Отсутствует необходимость в дополнительном воздухе для охлаждения теплозащитных экранов 36 статора.

3. Выступ 44, который сверху покрыт экраном 43, формирует непрерывный слой охлаждающего воздуха, который вместе с передним зубцом 52 внешней платформы 34 рабочей лопатки закрывает полость 41, расположенную между зубцами 52 на внешней поверхности внешних платформ 34 рабочих лопаток.

4. Предложенная форма выступа 44 на внешней платформе 35 направляющей лопатки позволяет избежать утечек дополнительного охлаждающего воздуха в зоне сочленения (см. позицию А на фиг.2) между направляющими лопатками 31 и теплозащитными экранами 36 статора.

Использованный воздух проникает через зазоры между соседними теплозащитными экранами 36 статора в полость 42, находящуюся с их задней стороны (см. фиг.3), и предотвращает перегрев элементов статора.

Таким образом, сочетание выполненных с выступом 44 направляющих лопаток 31 и отдельного коллектора 46-48 использованного ранее воздуха, а также сочетание не охлаждаемых теплозащитных экранов 36 статора и внешних платформ 34 рабочих лопаток с двумя зубцами и полостью 41, образованной между внешними зубцами 52 этих внешних платформ 34 рабочих лопаток, обеспечивают создание современной турбины с высокими рабочими характеристиками

Claims

1. Осевая газовая турбина (30), содержащая ротор с чередующимися рядами воздухоохлаждаемых рабочих лопаток (32) и теплозащитных экранов ротора и статор с чередующимися рядами воздухоохлаждаемых направляющих лопаток (31) и теплозащитных экранов (36) статора, установленных в держателе (40) направляющих лопаток, при этом статор коаксиально охватывает ротор снаружи с образованием между ними тракта (39) течения горячих газов так, что ряды рабочих лопаток (32) и теплозащитных экранов (36) статора и ряды направляющих лопаток (31) и теплозащитных экранов ротора расположены напротив друг друга соответственно, при этом ряд направляющих лопаток (31) и следующий ряд рабочих лопаток (32) в направлении вниз по ходу течения потока образуют ступень турбины (СТ), причем рабочие лопатки (32) ступени турбины выполнены с внешними платформами (34) на их концах, отличающаяся тем, что ступень турбины (СТ) содержит средства (43-48), направляющие охлаждающий воздух, который уже был использован для охлаждения профильной части направляющих лопаток (31) ступени турбины (СТ), в первую полость (41), находящуюся между внешними платформами (34) рабочих лопаток и расположенными напротив теплозащитными экранами (36) статора, с целью защиты указанных теплозащитных экранов (36) статора от горячих газов и для охлаждения внешних платформ (34) рабочих лопаток, при этом каждая из направляющих лопаток (31) содержит внешнюю платформу (35), а указанные средства (43-48) для направления охлаждающего воздуха включают в себя вторую полость (46) для поступления охлаждающего воздуха, который выходит из профильной части направляющей лопатки, и, кроме того, указанные средства (43-48) направления охлаждающего воздуха включают в себя средства (43, 44) подачи поступившего охлаждающего воздуха в радиальном направлении в указанную первую полость (41).

2. Газовая турбина по п. 1, отличающаяся тем, что внешние платформы (34) рабочих лопаток снабжены на их внешней стороне параллельными, в окружном направлении, зубцами (52), а указанная первая полость (41) ограничивается указанными параллельными зубцами (52).

3. Газовая турбина по п. 1, отличающаяся тем, что указанные средства (43, 44) подачи охлаждающего воздуха включают выступ (44) на задней стенке внешней платформы (35) направляющей лопатки, который перекрывает первые зубцы (52) в направлении движения потока в сторону соседних внешних платформ (34) рабочих лопаток, и экран (43), который закрывает выступ (44) таким образом, что между указанным выступом (44) и экраном (43) образуется канал для охлаждающего воздуха, который заканчивается радиальной щелью как раз выше указанной первой полости (41).

4. Газовая турбина по п. 1, отличающаяся тем, что вторая полость (46) и указанные средства (43, 44) подачи соединены с помощью ряда отверстий (45), которые проходят через заднюю стенку внешней платформы (35) направляющей лопатки и расположены на одинаковом расстоянии друг от друга в окружном направлении.

5. Газовая турбина по п. 3, отличающаяся тем, что вторая полость (46) и указанные средства (43, 44) подачи соединены с помощью ряда отверстий (45), которые проходят через заднюю стенку внешней платформы (35) направляющей лопатки и расположены на одинаковом расстоянии друг от друга в окружном направлении.

6. Газовая турбина по п. 1, отличающаяся тем, что вторая полость (46) отделена от остальной части внешней платформы (35) направляющей лопатки с помощью буртика (48), и, кроме того, вторая полость (46) закрыта герметизирующим экраном (47).

7. Газовая турбина по любому из пп. 3-6, отличающаяся тем, что вторая полость (46) отделена от остальной части внешней платформы (35) направляющей лопатки с помощью буртика (48), и, кроме того, вторая полость (46) закрыта герметизирующим экраном (47).