RU2556150C2 - Способ охлаждения статоров турбин, система охлаждения для его осуществления - Google Patents

Способ охлаждения статоров турбин, система охлаждения для его осуществления Download PDF

Info

Publication number
RU2556150C2
RU2556150C2 RU2012131396/06A RU2012131396A RU2556150C2 RU 2556150 C2 RU2556150 C2 RU 2556150C2 RU 2012131396/06 A RU2012131396/06 A RU 2012131396/06A RU 2012131396 A RU2012131396 A RU 2012131396A RU 2556150 C2 RU2556150 C2 RU 2556150C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
cooling
guide nozzle
nozzle apparatus
structural elements
support
Prior art date
Application number
RU2012131396/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2012131396A (ru
Inventor
Дени Люк Ален ШАНТЕЛУ
Манюэль Филипп Жан ПЬЕР
Original Assignee
Турбомека
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Турбомека filed Critical Турбомека
Publication of RU2012131396A publication Critical patent/RU2012131396A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2556150C2 publication Critical patent/RU2556150C2/ru

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F01D5/187—Convection cooling
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/06—Fluid supply conduits to nozzles or the like
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/06—Fluid supply conduits to nozzles or the like
    • F01D9/065—Fluid supply or removal conduits traversing the working fluid flow, e.g. for lubrication-, cooling-, or sealing fluids
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/321—Application in turbines in gas turbines for a special turbine stage
    • F05D2220/3215—Application in turbines in gas turbines for a special turbine stage the last stage of the turbine
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/329—Application in turbines in gas turbines in helicopters
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/205—Cooling fluid recirculation, i.e. after cooling one or more components is the cooling fluid recovered and used elsewhere for other purposes
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

Способ охлаждения конструктивных элементов турбины двигателя, содержащего на выпуске конструкцию с положительным коэффициентом рекуперации Ср на совокупности рабочих режимов, подразумевающих наличие охлаждения, предназначенный, по меньшей мере, для пары конструктивных элементов, одним из которых является передний статор направляющего соплового аппарата, а другим примыкающая к статору опора уплотнительного кольца задних регулируемых лопаток, заключается в отборе потока окружающего воздуха путем засасывания на уровне, по меньшей мере, одного охлаждаемого конструктивного элемент. Засасывание сопровождается прохождением, которое приводит к образованию принудительной конвекции, связанной с этим конструктивным элементом, а затем повторным задним введением воздуха в выпускную трубку тока. Охлаждение осуществляют последовательным методом путем последовательной циркуляции одного и того же потока воздуха в двух конструктивных элементах. Охлаждение также осуществляют параллельным методом посредством автономных циркуляций потоков воздуха в каждом из конструктивных элементов или смешанным методом посредством последовательной циркуляции одного и того же потока в двух конструктивных элементах и автономной циркуляции второго потока во втором конструктивном элементе путем отбора окружающего воздуха на уровне переднего статора направляющего соплового аппарата для последовательного и смешанного видов охлаждения и каждого конструктивного элемента для параллельного и смешанного видов охлаждения. Изобретение направлено на уменьшение эксплуатационных затрат и повышение эффективности охлаждения. 4 н. и 6 з.п. ф-лы, 7 ил.

Description

Изобретение относится к способу охлаждения статоров, направляющих сопловых аппаратов или колец газовых турбин, которыми оснащаются турбомашины, приводящие в движение летательные аппараты, в частности вертолеты, а также к системе охлаждения для осуществления этого способа.
Температура термодинамических циклов все более и более повышается, что требует обширного охлаждения частей в статоре турбины: неподвижных лопаток направляющего соплового аппарата турбины, а также гладкой или с уплотняющей прокладкой опоры кольца (далее - опора кольца) регулируемых лопаток или ротора. Воздух, таким образом, проникает через лопатки направляющего соплового аппарата, затем сверху кольца ротора. Затем воздух вновь вводится в выпускную трубку тока.
Кроме того, выпускная труба имеет на малых режимах коэффициент рекуперации (Cp), который может достигать негативных значений, что выражается в изменении движения на обратное избыточное давление между атмосферой и плоскостью на выходе из турбины. Новые подачи горячего воздуха могут, таким образом, производиться путем нагнетания и препятствовать охлаждению статора.
Кроме того, использование охлаждающего воздуха, отбираемого на уровне компрессора, стоит эксплуатационных качеств, поскольку он больше не способствует работе двигателя.
Задачей изобретения является устранение этих недостатков, и в связи с этим в нем предлагается осуществлять засасывание окружающего воздуха на уровне охлаждаемого статора.
Задача решается способом охлаждения конструктивных элементов турбины двигателя, содержащего на выпуске конструкцию с положительным Cp на совокупности рабочих режимов, для которых желательно охлаждение, заключающееся в отборе потока окружающего воздуха путем засасывания на уровне, по меньшей мере, одного охлаждаемого конструктивного элемента, сопровождаемого прохождением, производящим принудительную конвекцию, связанную с этим конструктивным элементом, а затем повторное введение сзади воздуха в выпускную трубку тока.
Термины «передний» и «задний» относятся к направлению истечения воздуха в двигателе, а термины «внутренний» и, соответственно, «наружный» относятся к определению местоположения «видимый из», соответственно, «в направлении» оси вращения турбины.
Данный способ особенно эффективен в случае технических решений турбин или двигателей, которые позволяют определить понижение давления на выходе, достаточное для обеспечения Cp, который остается положительным на всей совокупности рабочих режимов.
Одноступенчатые турбины работают с таким же коэффициентом понижения давления, что и двухступенчатая турбина, что позволяет получить на выходе статическое давление, которое по существу меньше, чем с двухступенчатой турбиной;
двигатели с осесимметричными соплами, используемые, в частности, с конструкцией со сквозным валом.
Согласно предпочтительным способам осуществления изобретения:
- охлаждение предназначено, по меньшей мере, для пары конструктивных элементов, содержащих передний статор и заднюю опору кольца, примыкающую к статору; причем такое охлаждение осуществляется: последовательным методом путем последовательной циркуляции одного и того же потока воздуха в двух конструктивных элементах; параллельным методом посредством автономных циркуляций потоков воздуха в каждом из конструктивных элементов; или смешанным методом посредством последовательной циркуляции одного и того же потока и автономной циркуляции во втором конструктивном элементе путем отбора окружающего воздуха на уровне переднего статора для последовательных и смешанных видов охлаждения и на уровне каждого конструктивного элемента для параллельных и смешанных видов охлаждения;
- повторные введения сзади в выпускную трубку тока осуществляются путем параллельных истечений;
- отбираемый воздух также вступает в контакт, по меньшей мере, с одним конструктивным элементом охлаждаемого двигателя, таким как, например, фиксатор удержания опоры кольца на опоре картера.
Задача решается также системой охлаждения турбин турбомашин, содержащих, по меньшей мере, один передний статор направляющего соплового аппарата с неподвижными лопатками, опору кольца регулируемых лопаток, картер турбины и выпускную трубку тока, причем система способна осуществлять вышеуказанный способ. Эта система содержит отверстие в картере против, по меньшей мере, одного охлаждаемого конструктивного элемента, принудительную циркуляцию воздуха связанную с этим конструктивным элементом и, по меньшей мере, один выпускной выход в трубке тока.
Согласно вариантам осуществления изобретения:
- отверстие выполнено в картере против впускного отверстия циркуляции воздуха в каждой лопатке охлаждаемого направляющего соплового аппарата; причем такая циркуляция осуществляется посредством радиального контура, содержащего, по меньшей мере, два канала, а также выпускное отверстие воздуха в выпускной трубке тока турбины;
- между двумя каналами предусмотрена осесимметричная полость для образования однородного давления потока воздуха и осуществления лучшего охлаждения неподвижных лопаток;
- направляющий сопловой аппарат и опора уплотнительного кольца ротора турбины охлаждаются последовательно посредством соединительного канала на выходе лопатки направляющего соплового аппарата, канал которого выходит в полость, находящуюся в радиальном соединении с внешней стороной опоры кольца, затем к выпускной трубке тока турбины посредством, по меньшей мере, одного отверстия, выполненного в опоре кольца;
- опора кольца содержит, по меньшей мере, один передний крючок, способный зажимать разделенные на сектора или не покрытые металлическими полосами фланцы картера и направляющего соплового аппарата для образования соединительного канала;
- канал каждой лопатки направляющего соплового аппарата содержит насадку, выходящую непосредственно в полость для образования соединительного канала;
- охлаждение осуществляется параллельным методом; причем радиальный контур лопатки направляющего соплового аппарата выходит против входа канала, оборудованного в опоре кольца ротора, для прохода сквозь него до выпускной трубки тока, а отверстие выполнено в картере против опоры кольца для отбора потока окружающего воздуха путем засасывания и образования контура параллельной циркуляции воздуха, проходящего сквозь полость и опору кольца через выпускное отверстие;
- в полости контура охлаждения опоры кольца предусмотрен перфорированный металлический лист для улучшения теплообмена с отобранным воздухом;
- охлаждение осуществляется последовательным и (или) параллельным методом путем сочетания циркуляций вышеуказанных последовательного или параллельного воздуха;
- циркуляция воздуха осуществляется путем раззенковки конструкций лопаток статора и (или) картеров, участвующих в такой циркуляции;
- по меньшей мере, один воздушный контур оснащен возвратными клапанами воздуха, которые могли бы располагаться на уровне отверстий, выполненных в картере.
Изобретение применяется, в частности, в одноступенчатых турбинах и в конструкциях двигателей со сквозным валом, позволяя, предпочтительно, использовать осесимметричные сопла, которые имеют характеристики CP, особенно предпочтительные в совокупности режимов.
Другие характеристики и преимущества изобретения будут очевидны из описания нижеследующих вариантов осуществления изобретения, приводимых со ссылкой на прилагаемые фигуры чертежа, на которых:
Фиг.1 представляет собой частичный вид в разрезе примера контура последовательного охлаждения направляющего соплового аппарата статора и опоры уплотнительного кольца ротора турбины турбомашины;
Фиг.1a и 1b представляют собой вид в увеличенном масштабе соединения между направляющим сопловым аппаратом и картером посредством крючка и вид в частичном разрезе по линии I-I, показанной на фиг.1, на уровне этого соединения;
Фиг.1c представляет собой частичный вид в разрезе осесимметричной полости, расположенной между двумя каналами охлаждения;
Фиг.2 представляет собой пример, показанный на фиг.1, с двойным передним уплотнением и вариант канала циркуляции воздуха в направляющем сопловом аппарате;
Фиг.3 представляет собой частичный вид в разрезе примера контура последовательного охлаждения направляющего соплового аппарата и опоры кольца ротора с лопатками без пяты;
Фиг.4 представляет собой частичный вид в разрезе примера контура параллельного охлаждения турбины с регулируемыми лопатками без пяты.
Термины «внутренний» или «внешний» определяют конструктивный элемент, увиденный со стороны оси вращения турбины или со стороны, противоположной данной оси. Кроме того, идентичные на фигурах чертежа обозначения цифровых позиций относятся к идентичным или эквивалентным конструктивным элементам.
Как это показано на фиг.1, турбина 1 включает в себя, в частности, картер 3, статор распределения воздуха или направляющий сопловой аппарат с неподвижными лопатками 7, опору уплотнительного кольца 9 регулируемой лопатки 11 и выпускную трубку тока 13 доступа к соплам (не показаны). Картер 3 фиксирует положение направляющего соплового аппарата и опоры кольца посредством плеч опоры 3a, 3b и 3c. Воздух под кожухом засасывается в виде потока Fs путем понижения давления через впускное отверстие 15 картера 3 и подается к выпускной трубке тока 13 через направляющий сопловой аппарат 7 и опору кольца 9.
Отверстие 15 расположено против отверстия впуска воздуха 17, предусмотренного на конце первого радиального канала циркуляции 19 внутри направляющего соплового аппарата 7. Переднее уплотнение направляющего соплового аппарата 7 на картере 3 обеспечивается посредством соединения 20 между первой передней опорой 3a картера 3 и передним выступающим краем 7r направляющего соплового аппарата 7.
Центральная радиальная стенка 22 разделяет первый канал 19 с вторым каналом циркуляции 24; причем каналы также ограничены передними кромками 7a и задними кромками 7f лопаток направляющего соплового аппарата 7. Два канала соединены полостью 25, которая позволяет потоку Fs циркулировать от первого ко второму каналу в двух противоположных направлениях. Согласно альтернативному решению, показанному на фиг.1c, конструктивный элемент 25a закреплен всеми известными средствами (болтами, сваркой) на конце лопатки 7 для обеспечения перехода между каналами 19 и 24. Внутренняя часть данного конструктивного элемента обработана таким образом, чтобы образовывать осесимметричную полость 25b, расположенную между двумя каналами 19 и 24, для обеспечения однородности давления потока воздуха FS и добиться, таким образом, лучшего охлаждения неподвижных лопаток 7. Такая конструкция прикрепленного конструктивного элемента также способствует изготовлению лопатки 7, поскольку ее внутренний радиальный конец открыт. Внутри каналов предусмотрены устройства для создания помех истечения воздуха 28 типа так называемого «тромбона» для увеличения теплопередачи.
На радиальном конце второго канала 24 поток Fs проникает и циркулирует, вызывая принудительную конвекцию в полости 26, расположенной между картером 3 и внешней стороной Fe опоры кольца 9. Радиально внешний кольцевой металлический лист 30 жестко соединен своими концами с неподвижно установленной опорой кольца 9. Как это изображено более детально на фиг.1a и 1b, соединение между каналом 24 и полостью 26 осуществлено посредством раззенковки 7l и 3l, образованной в плечах 7b и 3b, соответственно, направляющего соплового аппарата 7 и картера 3. Эти хомуты удерживаются в крючке 32, образуя передний конец опоры кольца 9. Отверстия 30a выполнены в кольцевом металлическом листе для формирования ударной струи увеличивающейся кольцевой скоростью воздуха 30 для облегчения теплопередачи между опорой кольца 9 и полостью 26. Кольцевой металлический лист жестко соединен своим передним концом с радиальной стороной крючка 32.
Согласно изображенному примеру, регулируемые лопатки 11 содержат пяты 34 на их внешних концах против истираемого материала, имеющего сотовую структуру 36. Этот истираемый материал жестко соединен внутренней стороной Fi с опорой кольца 9. Задний конец опоры кольца 9, с которым жестко соединен задний конец кольцевого металлического листа 30, и задний фланец 3c картера 3 удерживаются зажатыми посредством фиксатора 38. Этот материал позволяет ограничить зазоры между регулируемыми лопатками 11 и опорой уплотнительного кольца 9 во время расширений лопаток, в частности, при повышенных режимах: края 34a пяты 34 могут, таким образом, не разрушаясь, проникать в материал 36 для обеспечения герметичности между ротором и кольцом.
Поток Fs поднимается за счет понижения давления, обеспечивая всегда принудительную конвекцию 10, к заднему концу опоры кольца, затем засасывается через отверстие 40, выполненное в опоре кольца 9. Предпочтительно, теплопередача может быть улучшена за счет принудительной конвекции на шероховатой поверхности, образованной на кольцевом металлическом листе 30. Затем поток истекает в трубку тока 13 через проходы 42 сзади регулируемых лопаток 11.
Как альтернативный вариант, с одной стороны, переднее уплотнительное соединение 20 неподвижной лопатки 7 может быть жестким фланцевым стыком в виде «w», а, с другой стороны, опора кольца может иметь непрерывную кольцеобразную форму или форму кольцеобразных секторов (разделение на сектора).
В качестве варианта, который показан на фиг.2, передний уплотнитель направляющего соплового аппарата 7 является двойным: место для второго соединения 44 обеспечено за счет наличия заплечика 46, образованного на утолщении передней кромки 7a, против паза 48, выполненного в переднем фланце 3a картера 3.
Кроме того, на фиг.2 показан вариант прохода для потока второго канала охлаждения 24 направляющего соплового аппарата 7 к полости 26. Этот проход обеспечивается за счет удлинения 24p канала 24. Это удлинение, изгибаясь и сужаясь, как это показано в иллюстрируемом примере, выходит непосредственно в полость 26 через отверстие 50, выполненное во фланце 3b картера 3.
Согласно другому альтернативному варианту, изображенному на фиг.3, регулируемые лопатки не содержат пяты. Опора кольца 9 остается на требуемом расстоянии от края 11b лопатки 11 для недопущения какого-либо контакта во время теплового расширения регулируемых лопаток 11. Кроме того, слой истираемого материала 37 может быть нанесен на опору кольца для обеспечения герметичности в высшей точке лопаток. К преимуществу такого технического решения можно отнести возможность расположить полость 26 большего объема и, таким образом, с большим количеством потока воздуха Fs, позволяющим обеспечить улучшенную теплопередачу с внешней стороной Fe опоры кольца, перед истечением через отверстие 56 к выпускной трубке тока 13. В этой полости также может быть предусмотрен перфорированный кольцевой металлический лист 30, например, путем приваривания на половине высоты. Кроме того, установка опоры кольца 9 упрощена путем удерживания на картере 3 при помощи фланца 33.
На фиг.4 изображен пример системы охлаждения параллельным методом, согласно изобретению, на основе технического решения регулируемых лопаток 11 без пяты. Эта система охлаждения содержит два контура циркуляции автономных потоков воздуха Fs и Fs'. Первый контур относится к охлаждению направляющего соплового аппарата 7 на основе засасывания через отверстие 15 картера 3 и циркуляции потока воздуха Fs в каналах 19 и 24, как это описано со ссылкой на фиг.1 и 2, до первой раззенковки 7l в опоре 7b направляющего соплового аппарата 7. В данном случае во фланце 3b картера 3 не образуется никакой раззенковки. Канал 52 прямого выпуска образован в опоре кольца 9 против раззенковки 7l и выходит в выпускную трубку тока 13. На выходе раззенковки 7l воздух из потока Fs попадает, таким образом, во входное отверстие 53 канала 52 для выхода в трубку тока 13.
Второй контур воздуха осуществлен из второго отверстия 54, выполненного в картере 3 на уровне опоры кольца 9. Путем понижения давления поток воздух Fs' проходит через полость 26 и выходит через второе отверстие 56, выполненное в опоре кольца 9, параллельно выходу канала 52. Два контура способствуют, таким образом, охлаждению опоры кольца 9.
Изобретение не ограничено описанными и изображенными примерами практической реализации. Таким образом, циркуляции воздуха, связанные со статором и с опорой уплотнительного кольца, могут быть полностью независимыми, предусматривая выход радиального канала 24 лопаток 7 статора непосредственно в трубку тока 13. Кроме того, представляется возможным предусмотреть определенное количество (больше двух) радиальных каналов в лопатках направляющего соплового аппарата, множество отверстий в картере на уровне каждого статора, направляющем сопловом аппарате или опоре кольца, или также установки направляющего соплового аппарата или опоры кольца на картере посредством любых соответствующих средств, известных специалистам (фальцовка, скрепление кольцами,варка и т.д.). Кроме того, количество направляющих сопловых аппаратов и роторов не ограничено одним, но соответствует всем турбинам, рассматриваемым настоящим изобретением.

Claims (10)

1. Способ охлаждения конструктивных элементов (7, 9) турбины (1) двигателя, содержащего на выпуске конструкцию с положительным коэффициентом рекуперации Ср на совокупности рабочих режимов, подразумевающих наличие охлаждения, предназначенный, по меньшей мере, для пары конструктивных элементов, одним из которых является передний статор направляющего соплового аппарата (7), а другим примыкающая к статору опора уплотнительного кольца (9) задних регулируемых лопаток (11), и заключающийся в отборе (15, 54) потока окружающего воздуха (Fs, Fs′) путем засасывания на уровне, по меньшей мере, одного охлаждаемого конструктивного элемента (7, 9), сопровождаемого прохождением, которое приводит к образованию принудительной конвекции, связанной с этим конструктивным элементом (7, 9), а затем повторным задним введением (42, 56) воздуха в выпускную трубку тока (13), отличающийся тем, что охлаждение осуществляют: последовательным методом путем последовательной циркуляции одного и того же потока воздуха (Fs) в двух конструктивных элементах (7, 9); параллельным методом посредством автономных циркуляций потоков воздуха (Fs, Fs′) в каждом из конструктивных элементов (7, 9); или смешанным методом посредством последовательной циркуляции одного и того же потока (Fs) в двух конструктивных элементах и автономной циркуляции второго потока (Fs′) во втором конструктивном элементе (9) путем отбора окружающего воздуха на уровне переднего статора направляющего соплового аппарата (7) для последовательного и смешанного видов охлаждения и каждого конструктивного элемента (7, 9) для параллельного и смешанного видов охлаждения.
2. Способ охлаждения по п. 1, в котором повторные задние (52, 56) введения в выпускную трубку тока (13) осуществляются путем параллельных истечений.
3. Система охлаждения турбин турбомашин для осуществления способа по любому из пп. 1 или 2, содержащая, по меньшей мере, пару охлаждаемых конструктивных элементов, которая состоит из переднего статора направляющего соплового аппарата (7) неподвижных лопаток и опоры уплотнительного кольца (9) ротора с задними регулируемыми лопатками (11), которая примыкает к статору направляющего соплового аппарата (7), картер турбины (3) и выпускную трубку тока (13), по меньшей мере, одно отверстие (15, 54) в картере (3) против, по меньшей мере, одного охлаждаемого конструктивного элемента (7, 9), причем принудительная циркуляция воздуха (19, 24, 26) связана с данным конструктивным элементом (7, 9) и, по меньшей мере, с задним выпуском (42, 56) в трубке тока (13), отличающаяся тем, что охлаждение направляющего соплового аппарата (7) и опоры уплотнительного кольца (9) ротора турбины осуществляется последовательно, причем соединительный канал (31, 72; 24р) на выходе лопатки направляющего соплового аппарата (7), включающий насадку (24р), выходит в полость (26), радиально связанную с внешней стороной (Fe) опоры кольца (9), затем к выпускной трубке тока (13) турбины через, по меньшей мере, одно отверстие (40), выполненное в опоре кольца (9).
4. Система охлаждения по п. 3, в которой отверстие (15) выполнено в картере (3) против одного входа (17) циркуляции воздуха в каждой лопатке статора направляющего соплового аппарата (7) охлаждаемого направляющего соплового аппарата; причем данная циркуляция осуществляется посредством радиального контура, содержащего, по меньшей мере, два канала (19, 24), а также выпуск воздуха (42) в выпускной трубке тока (13) турбины.
5. Система охлаждения по п. 4, в которой между двумя каналами (19, 24) предусмотрена осесимметричная полость (25b) для образования однородного давления потока (FS) воздуха и осуществления лучшего охлаждения неподвижных лопаток статора направляющего соплового аппарата (7).
6. Система охлаждения по п. 5, в которой опора кольца содержит, по меньшей мере, один передний крючок (32), способный зажимать покрытые металлическими полосами фланцы (3b, 7b) картера и лопатки направляющего соплового аппарата для образования соединительного канала.
7. Система охлаждения по п. 6, в которой канал циркуляции (19, 24) в каждой лопатке статора направляющего соплового аппарата (7) содержит насадку (24р), выходящую непосредственно в полость (26) для образования соединительного канала.
8. Система охлаждения по любому из пп. 3-7, в которой в полости (26) контура охлаждения кольца (9) предусмотрен перфорированный металлический лист (30).
9. Система охлаждения турбин турбомашин для осуществления способа по п. 1 или 2, содержащая, по меньшей мере, одну пару охлаждаемых конструктивных элементов, образованную передним статором направляющего соплового аппарата (7) с неподвижными лопатками и опорой уплотнительного кольца (9) ротора с задними регулируемыми лопатками (11), примыкающей к статору направляющего соплового аппарата (7), картер турбины (3) и выпускную трубку тока (13); причем, по меньшей мере, одно отверстие (15, 54) в картере (3) находится против, по меньшей мере, одного охлаждаемого конструктивного элемента (7, 9); причем принудительная циркуляция воздуха (19, 24, 26) связана с этим конструктивным элементом (7, 9) и, по меньшей мере, задним выпуском (42, 56) в трубке тока (13), отличающаяся тем, что охлаждение осуществляется параллельным методом; причем радиальный контур лопатки направляющего соплового аппарата (7) выходит против впускного отверстия (52) канала, выполненного в опоре кольца (9) ротора, для прохождения через нее до выпускной трубки тока (13), а отверстие (54) выполнено в картере (3) против опоры кольца (9) для отбора потока окружающего воздуха (Fs′) путем засасывания и образования параллельного контура циркуляции воздуха, проходящего через полость (26) и опору кольца (9) через выпускное отверстие (56).
10. Система охлаждения турбин турбомашин для осуществления способа по любому из пп. 1 или 2, содержащая, по меньшей мере, одну пару охлаждаемых конструктивных элементов, образованную передним статором направляющего соплового аппарата с неподвижными лопатками (7) и опорой уплотнительного кольца (9) ротора с задними регулируемыми лопатками (11), примыкающей к статору направляющего соплового аппарата (7), картер турбины (3) и выпускную трубку тока (13);
причем, по меньшей мере, одно отверстие (15, 54) картера (3) находится против, по меньшей мере, одного охлаждаемого конструктивного элемента (7, 9); причем принудительная циркуляция воздуха (19, 24, 26) связана с этим конструктивным элементом (7, 9) и, по меньшей мере, с задним выпуском (42, 56) в трубке тока (13), отличающаяся тем, что охлаждение осуществляется смешанным методом путем последовательной циркуляции одного и того же потока (Fs) в двух конструктивных элементах (7, 9) для охлаждения последовательным методом по любому из пп. 3-8, и путем автономной циркуляции потока (Fs) во втором конструктивном элементе (9) для охлаждения параллельным методом по предшествующему пункту.
RU2012131396/06A 2009-12-23 2010-12-20 Способ охлаждения статоров турбин, система охлаждения для его осуществления RU2556150C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0959492A FR2954401B1 (fr) 2009-12-23 2009-12-23 Procede de refroidissement de stators de turbines et systeme de refroidissement pour sa mise en oeuvre
FR0959492 2009-12-23
PCT/EP2010/070199 WO2011076712A1 (fr) 2009-12-23 2010-12-20 Procede de refroidissement de stators de turbines, système de refroidissement pour sa mise en oeuvre

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2012131396A RU2012131396A (ru) 2014-01-27
RU2556150C2 true RU2556150C2 (ru) 2015-07-10

Family

ID=42641206

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2012131396/06A RU2556150C2 (ru) 2009-12-23 2010-12-20 Способ охлаждения статоров турбин, система охлаждения для его осуществления

Country Status (9)

Country Link
US (1) US20120257954A1 (ru)
EP (1) EP2516807A1 (ru)
JP (1) JP2013515893A (ru)
KR (1) KR20120115973A (ru)
CN (1) CN102686832B (ru)
CA (1) CA2785202A1 (ru)
FR (1) FR2954401B1 (ru)
RU (1) RU2556150C2 (ru)
WO (1) WO2011076712A1 (ru)

Families Citing this family (26)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2011005858A2 (en) * 2009-07-09 2011-01-13 Frontline Aerospace, Inc. Compressor cooling for turbine engines
RU2547351C2 (ru) * 2010-11-29 2015-04-10 Альстом Текнолоджи Лтд Осевая газовая турбина
RU2547541C2 (ru) * 2010-11-29 2015-04-10 Альстом Текнолоджи Лтд Осевая газовая турбина
EP2639408B1 (de) * 2012-03-12 2019-05-08 MTU Aero Engines GmbH Gasturbine, Leitschaufel für ein Gehäuse einer Gasturbine sowie Verfahren zur Herstellung einer Leitschaufel
US8961108B2 (en) * 2012-04-04 2015-02-24 United Technologies Corporation Cooling system for a turbine vane
RU2499893C1 (ru) * 2012-04-16 2013-11-27 Николай Борисович Болотин Турбина газотурбинного двигателя
RU2498087C1 (ru) * 2012-04-16 2013-11-10 Николай Борисович Болотин Турбина газотурбинного двигателя
US9670785B2 (en) * 2012-04-19 2017-06-06 General Electric Company Cooling assembly for a gas turbine system
US9103225B2 (en) 2012-06-04 2015-08-11 United Technologies Corporation Blade outer air seal with cored passages
JP5951386B2 (ja) * 2012-07-20 2016-07-13 株式会社東芝 タービンおよびタービン冷却方法
US9316153B2 (en) * 2013-01-22 2016-04-19 Siemens Energy, Inc. Purge and cooling air for an exhaust section of a gas turbine assembly
EP2863020A1 (de) * 2013-10-16 2015-04-22 Siemens Aktiengesellschaft Turbinenschaufel, Ringsegment, zugehörige Turbinenschaufelanordnung, Stator, Rotor, Turbine und Kraftwerksanlage
US9797259B2 (en) * 2014-03-07 2017-10-24 Siemens Energy, Inc. Turbine airfoil cooling system with cooling systems using high and low pressure cooling fluids
US10400627B2 (en) 2015-03-31 2019-09-03 General Electric Company System for cooling a turbine engine
US9988934B2 (en) 2015-07-23 2018-06-05 United Technologies Corporation Gas turbine engines including channel-cooled hooks for retaining a part relative to an engine casing structure
CN104964594B (zh) * 2015-07-27 2017-10-24 武汉大学 一种带状插件与肋片配合强化传热装置
US10550721B2 (en) * 2016-03-24 2020-02-04 General Electric Company Apparatus, turbine nozzle and turbine shroud
GB201612646D0 (en) * 2016-07-21 2016-09-07 Rolls Royce Plc An air cooled component for a gas turbine engine
US20180347399A1 (en) * 2017-06-01 2018-12-06 Pratt & Whitney Canada Corp. Turbine shroud with integrated heat shield
FR3072711B1 (fr) 2017-10-19 2021-07-16 Safran Aircraft Engines Element de repartition d'un fluide de refroidissement et ensemble d'anneau de turbine associe
US10619492B2 (en) * 2017-12-11 2020-04-14 United Technologies Corporation Vane air inlet with fillet
US11492914B1 (en) * 2019-11-08 2022-11-08 Raytheon Technologies Corporation Engine with cooling passage circuit for air prior to ceramic component
US11415007B2 (en) 2020-01-24 2022-08-16 Rolls-Royce Plc Turbine engine with reused secondary cooling flow
US11248481B2 (en) * 2020-04-16 2022-02-15 Raytheon Technologies Corporation Turbine vane having dual source cooling
EP4333263A1 (en) * 2021-04-26 2024-03-06 Amotech Co., Ltd. Stator, and propeller driving apparatus and aircraft using same
US20230399959A1 (en) * 2022-06-10 2023-12-14 General Electric Company Turbine component with heated structure to reduce thermal stress

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3645096A (en) * 1969-01-23 1972-02-29 Georg S Mittelstaedt Peripheral suction openings in gas turbine engines
SU1251621A1 (ru) * 1983-06-23 1996-05-10 Производственное Объединение "Турбомоторный Завод" Им.К.Е.Ворошилова Устройство для отбора и подвода охлаждающего воздуха к ротору газовой турбины
EP1847687A1 (fr) * 2006-03-30 2007-10-24 Snecma Dispositif de refroidissement d'un carter de turbine d'une turbomachine et distributeur associé
DE102006043610A1 (de) * 2006-09-16 2008-03-27 Man Diesel Se Abgasturbolader für eine Brennkraftmaschine
EP2075437A2 (en) * 2007-12-27 2009-07-01 General Electric Company Multi-source gas turbine cooling

Family Cites Families (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1484288A (en) * 1975-12-03 1977-09-01 Rolls Royce Gas turbine engines
US4157232A (en) * 1977-10-31 1979-06-05 General Electric Company Turbine shroud support
US4820116A (en) * 1987-09-18 1989-04-11 United Technologies Corporation Turbine cooling for gas turbine engine
US5048288A (en) * 1988-12-20 1991-09-17 United Technologies Corporation Combined turbine stator cooling and turbine tip clearance control
US5593277A (en) * 1995-06-06 1997-01-14 General Electric Company Smart turbine shroud
JP3727701B2 (ja) * 1995-12-27 2005-12-14 三菱重工業株式会社 ガスタービン翼の冷却装置
US5993150A (en) * 1998-01-16 1999-11-30 General Electric Company Dual cooled shroud
JP3268261B2 (ja) * 1998-03-02 2002-03-25 三菱重工業株式会社 Ｌ字立形ガスタービン出力軸まわり冷却構造
US6146091A (en) * 1998-03-03 2000-11-14 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gas turbine cooling structure
US6431820B1 (en) * 2001-02-28 2002-08-13 General Electric Company Methods and apparatus for cooling gas turbine engine blade tips
GB2378730B (en) * 2001-08-18 2005-03-16 Rolls Royce Plc Cooled segments surrounding turbine blades
US6902371B2 (en) * 2002-07-26 2005-06-07 General Electric Company Internal low pressure turbine case cooling
US7186078B2 (en) * 2003-07-04 2007-03-06 Ishikawajima-Harima Heavy Industries Co., Ltd. Turbine shroud segment
FR2923525B1 (fr) * 2007-11-13 2009-12-18 Snecma Etancheite d'un anneau de rotor dans un etage de turbine
RU2547541C2 (ru) * 2010-11-29 2015-04-10 Альстом Текнолоджи Лтд Осевая газовая турбина

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3645096A (en) * 1969-01-23 1972-02-29 Georg S Mittelstaedt Peripheral suction openings in gas turbine engines
SU1251621A1 (ru) * 1983-06-23 1996-05-10 Производственное Объединение "Турбомоторный Завод" Им.К.Е.Ворошилова Устройство для отбора и подвода охлаждающего воздуха к ротору газовой турбины
EP1847687A1 (fr) * 2006-03-30 2007-10-24 Snecma Dispositif de refroidissement d'un carter de turbine d'une turbomachine et distributeur associé
RU2416028C2 (ru) * 2006-03-30 2011-04-10 Снекма Устройство охлаждения картера турбины турбомашины
DE102006043610A1 (de) * 2006-09-16 2008-03-27 Man Diesel Se Abgasturbolader für eine Brennkraftmaschine
EP2075437A2 (en) * 2007-12-27 2009-07-01 General Electric Company Multi-source gas turbine cooling

Also Published As

Publication number Publication date
CN102686832A (zh) 2012-09-19
FR2954401A1 (fr) 2011-06-24
JP2013515893A (ja) 2013-05-09
EP2516807A1 (fr) 2012-10-31
CA2785202A1 (fr) 2011-06-30
KR20120115973A (ko) 2012-10-19
WO2011076712A1 (fr) 2011-06-30
RU2012131396A (ru) 2014-01-27
CN102686832B (zh) 2015-07-29
FR2954401B1 (fr) 2012-03-23
US20120257954A1 (en) 2012-10-11

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2556150C2 (ru) Способ охлаждения статоров турбин, система охлаждения для его осуществления
JP5947519B2 (ja) タービンロータブレードのプラットフォーム領域を冷却するための装置及び方法
JP5898902B2 (ja) タービン動翼のプラットフォーム区域を冷却するための装置及び方法
RU2605165C2 (ru) Устройство охлаждения платформы рабочей лопатки турбины и способ создания этого устройства охлаждения
US10408453B2 (en) Dilution holes for gas turbine engines
US8657574B2 (en) System and method for cooling a turbine bucket
US8840370B2 (en) Bucket assembly for turbine system
US20180320530A1 (en) Airfoil with tip rail cooling
CN107035416B (zh) 具有尖端护罩冷却通道的转子轮叶及其制造方法
US9045988B2 (en) Turbine bucket with squealer tip
CA2583083A1 (en) Gas turbine intermediate structure and a gas turbine engine comprising the intermediate structure
JP6010295B2 (ja) タービンロータブレードのプラットフォーム領域を冷却するための装置及び方法
US10830060B2 (en) Engine component with flow enhancer
EP2597260A1 (en) Bucket assembly for turbine system
US20180051566A1 (en) Airfoil for a turbine engine with a porous tip
EP3290639B1 (en) Impingement cooling with increased cross-flow area
US10718217B2 (en) Engine component with cooling passages
US20170234137A1 (en) Gas turbine engine trailing edge ejection holes
JP6870964B2 (ja) Ｃｍｃ熱クランプ
EP3196422A1 (en) Exhaust frame
US10724391B2 (en) Engine component with flow enhancer
KR102373728B1 (ko) 가스 터빈 시스템 로터 블레이드를 위한 냉각 통로
RU184419U1 (ru) Надроторная вставка газотурбинного двигателя
US10612389B2 (en) Engine component with porous section
CN111271131B (zh) 转子组件热衰减结构和系统

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20191221