RU2638099C2 - Охлаждающий бандажный узел турбины для газотурбинной установки (варианты) - Google Patents
Охлаждающий бандажный узел турбины для газотурбинной установки (варианты) Download PDFInfo
- Publication number
- RU2638099C2 RU2638099C2 RU2013119150A RU2013119150A RU2638099C2 RU 2638099 C2 RU2638099 C2 RU 2638099C2 RU 2013119150 A RU2013119150 A RU 2013119150A RU 2013119150 A RU2013119150 A RU 2013119150A RU 2638099 C2 RU2638099 C2 RU 2638099C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- retaining element
- microchannels
- cooling
- unit according
- cooling unit
- Prior art date
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
-
- 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
- F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
- F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
- F01D25/14—Casings modified therefor
-
- 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
- F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
- F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
- F01D25/26—Double casings; Measures against temperature strain in casings
-
- 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
- F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
- F01D5/08—Heating, heat-insulating or cooling means
-
- 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
- F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
- F01D5/08—Heating, heat-insulating or cooling means
- F01D5/081—Cooling fluid being directed on the side of the rotor disc or at the roots of the blades
- F01D5/084—Cooling fluid being directed on the side of the rotor disc or at the roots of the blades the fluid circulating at the periphery of a multistage rotor, e.g. of drum type
-
- 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
- F01D5/22—Blade-to-blade connections, e.g. for damping vibrations
- F01D5/225—Blade-to-blade connections, e.g. for damping vibrations by shrouding
-
- 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
- F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
- F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
-
- 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
- F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
- F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
- F01D25/12—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
- 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
- F05D2260/201—Heat transfer, e.g. cooling by impingement of a fluid
-
- 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
- F05D2260/204—Heat transfer, e.g. cooling by the use of microcircuits
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Охлаждающий бандажный узел турбины для газотурбинной установки содержит внешний и внутренний бандажные элементы. Внешний бандажный элемент расположен внутри турбинной секции газотурбинной установки вблизи корпуса турбинной секции и имеет, по меньшей мере, один воздуховод для введения в этот элемент охлаждающей текучей среды. Внутренний бандажный элемент расположен во внутреннем радиальном направлении относительно внешнего бандажного элемента и жестко с ним соединен. Внутренний бандажный элемент имеет микроканалы, проходящие в окружном направлении, или осевом направлении, или в обоих этих направлениях, для охлаждения внутреннего бандажного элемента охлаждающей текучей средой из, по меньшей мере, одного воздуховода. Во внешнем бандажном элементе, или во внутреннем бандажном элементе, или в обоих этих элементах выполнены входные отверстия микроканалов для направления охлаждающей текучей среды из внешнего бандажного элемента в микроканалы и покрытие. Покрытие расположено вблизи внутренней поверхности внутреннего бандажного элемента и предназначено для герметичного закрытия микроканалов для защиты их от тракта горячего газа газотурбинной установки. Изобретение направлено на повышение эффективности охлаждения и увеличение срока службы. 3 н. и 17 з.п. ф-лы, 7 ил.
Description
Предпосылки изобретения
[0001] Изобретение, описанное в настоящем документе, относится к газотурбинным установкам и, в частности, к охлаждающим бандажным узлам турбины для таких газотурбинных установок.
[0002] В газовой турбине камера сгорания преобразует химическую энергию топлива или топливно-воздушной смеси в тепловую энергию. Тепловая энергия переносится текучей средой, часто сжатым воздухом, от компрессора к турбине, в которой тепловая энергия преобразуется в механическую энергию. Во время этого процесса преобразования горячий газ поднимается вверх и протекает через части турбины, служащие в качестве тракта для горячего газа. Высокие температуры вдоль тракта для горячего газа могут нагревать элементы турбины, приводя к разрушению элементов.
[0003] Бандажи турбин представляют собой пример элемента, который подвергается воздействию тракта горячего газа и часто содержит две отдельные части, такие как внутренний бандаж и внешний бандаж. Внутренний бандаж и внешний бандаж обычно изготавливаются из двух различных материалов, которые слабо соединены друг с другом. Слабое соединение может быть осуществлено путем перемещения скольжением внутреннего бандажа по направляющей внешнего бандажа или путем скрепления внутреннего бандажа и направляющей внешнего бандажа. Такая конструкция обеспечивает возможность выполнения внешнего бандажа, который остается холодным во время работы, из менее дорогостоящих материалов, но приводит к протечке охлаждающего потока из бандажа турбины, основываясь на допуске существенно отличающихся друг от друга коэффициентов расширения между горячим внутренним бандажом и холодным наружным бандажом.
Сущность изобретения
[0004] В соответствии с одним аспектом изобретения охлаждающий бандажный узел турбины для газотурбинной установки содержит внешний бандажный элемент, расположенный внутри турбинной секции газотурбинной установки вблизи корпуса турбины и имеющий по меньшей мере один воздуховод для приема воздушного потока. Также имеется внутренний бандажный элемент, расположенный в радиальном внутреннем направлении относительно внешнего бандажного элемента и жестко с ним соединенный, причем внутренний бандажный элемент имеет микроканалы, проходящие в окружном направлении, или осевом направлении, или в обоих этих направлениях, для охлаждения внутреннего бандажного элемента воздушным потоком из указанного по меньшей мере одного воздуховода.
[0005] В соответствии с другим аспектом изобретения охлаждающий бандажный узел турбины для газотурбинной установки содержит внешний бандажный элемент, расположенный внутри турбинной секции газотурбинной установки вблизи корпуса турбины. Также предусмотрен внутренний бандажный элемент, расположенный в радиальном внутреннем направлении относительно внешнего бандажного элемента и имеющий микроканалы, при этом внешний бандажный элемент и внутренний бандажный элемент выполнены из одного материала. Кроме того, предусмотрен отбойник, имеющий отверстия для направления воздуха к указанным микроканалам.
[0006] В соответствии с еще одним аспектом настоящего изобретения охлаждающий бандажный узел турбины для газотурбинной установки содержит внешний бандажный элемент, расположенный внутри турбинной секции газотурбинной установки вблизи корпуса турбины. Также имеется внутренний бандажный элемент, расположенный в радиальном внутреннем направлении относительно внешнего бандажного элемента и жестко с ним соединенный, причем внутренний бандажный элемент имеет микроканалы для охлаждения внутреннего бандажного элемента. Кроме того, предусмотрен отбойник, имеющий отверстия для направления воздуха к указанным микроканалам.
[0007] Эти и другие преимущества и признаки станут более очевидными из последующего описания, взятого совместно с чертежами.
Краткое описание чертежей
[0008] Рассматриваемое изобретение особо отмечается и отчетливо заявляется в формуле изобретения в заключение описания. Эти и другие признаки и преимущества изобретения очевидны из следующего подробного описания, взятого совместно с прилагаемыми чертежами, на которых:
[0009] Фиг.1 изображает схему газотурбинной установки;
[0010] Фиг.2 представляет собой охлаждающий бандажный узел турбины, выполненный в соответствии с первым вариантом выполнения, имеющий внутренний бандажный элемент и внешний бандажный элемент;
[0011] Фиг.3 представляет собой охлаждающий бандажный узел турбины, выполненный в соответствии с первым вариантом, изображенный на Фиг.2, в котором внутренний бандажный элемент и внешний бандажный элемент выполнены из одного материала;
[0012] Фиг.4 представляет собой охлаждающий бандажный узел турбины, выполненный в соответствии со вторым вариантом выполнения;
[0013] Фиг.5 представляет собой охлаждающий бандажный узел турбины, выполненный в соответствии с третьим вариантом выполнения;
[0014] Фиг.6 представляет собой охлаждающий бандажный узел турбины, выполненный в соответствии с четвертым вариантом выполнения; и
[0015] Фиг.7 представляет собой охлаждающий бандажный узел турбины, выполненный в соответствии с пятым вариантом выполнения.
[0016] Подробное описание объясняет варианты выполнения изобретения с его преимуществами на примере со ссылкой на чертежи.
Подробное описание изобретения
[0017] На Фиг.1 газотурбинная установка схематически показана номером позиции 10. Газотурбинная установка 10 содержит компрессор 12, камеру 14 сгорания, турбину 16, вал 18 и топливную форсунку 20. Следует понимать, что один вариант выполнения газотурбинной установки 10 может содержать несколько компрессоров 12, камер 14 сгорания, турбин 16, валов 18 и топливных форсунок 20. Компрессор 12 и турбина 16 соединены посредством вала 18. Вал 18 может представлять собой один вал или нескольких сегментов вала, соединенных друг с другом с образованием вала 18.
[0014] Для запуска газотурбинной установки 10 камера 14 сгорания использует горючее жидкое и/или газообразное топливо, такой как природный газ или обогащенный водородом синтез-газ. Например, топливные форсунки 20 находятся в проточном сообщении с источником воздуха и источником 22 топлива. Топливные форсунки 20 создают воздушно-топливную смесь и выпускают воздушно-топливную смесь в камеру 14 сгорания, в результате чего происходит сгорание, которое создает горячие выхлопные газы под давлением. Камера 14 сгорания направляет горячий газ под давлением через переходной патрубок в сопловой аппарат турбины (или «сопловой аппарат первой ступени»), а остальные ступени рабочих лопаток и сопловых лопаток вызывают вращение лопаток турбины в корпусе 24 турбины. При вращении лопаток турбины вал 18 также вращается, сжимая, тем самым, воздух, когда тот проходит в компрессор 12. В варианте выполнения элементы тракта для горячего газа расположены в турбине 16, в которой поток горячего газа, протекающий через элемент, приводит к ползучести, окислению, износу и термической усталости элементов турбины. Управление температурой элементов, подверженных воздействию горячего газа, может уменьшить режим усталости в них, причем коэффициент полезного действия газотурбинной установки 10 увеличивается с увеличением температуры горения. По мере увеличения температуры горения элементы тракта для горячего газа должны быть должным образом охлаждены для удовлетворения требований к сроку службы и для эффективного выполнения требуемой функциональности.
[0019] На Фиг.2 и 3 показан разрез первого варианта выполнения охлаждающего бандажного узла 100 турбины. Бандажный узел представляет собой пример элемента, расположенного в турбине 16 вблизи корпуса 24 турбины и подверженного воздействию тракта горячего газа, подробно описанного выше. Охлаждающий бандажный узел 100 содержит внутренний бандажный элемент 102, внутренняя поверхность 104 которого расположена вблизи тракта горячего газа в турбине 16. Охлаждающий узел 100 также содержит внешний бандажный элемент 106, который расположен в целом вблизи относительно холодной текучей среды и/или воздуха в турбине 16. Для улучшения охлаждения всего охлаждающего бандажного узла 100 по меньшей мере один воздуховод 105, образованный в внешнем бандажном элементе 106 для направления холодной текучей среды и/или воздуха в охлаждающий узел 100. В частности, внутри элемента 106 может быть предусмотрена камера 108 для приема и направления холодной текучей среды и/или воздуха к микроканалам 110, расположенным внутри внутреннего бандажного элемента 103. Внутренняя поверхность 104 содержит слой, расположенный вблизи микроканалов 110, охватывая, тем самым, микроканалы 110, чтобы защитить их от прямого воздействия тракта горячего газа. Покрывающий слой, расположенный ближе всего к каналу, может содержать нанесенное распылением связующее покрытие, покрывающее открытие канала, тонкий слой металла, припаянный или приваренный поверх одного или нескольких отверстий, или любой другой подходящий способ для герметичного закрытия микроканала(ов). Этот слой может также содержать теплозащитное покрытие ("ТВС"), и может представлять собой любой подходящий теплозащитный материал. Например, ТВС может представлять собой диоксид циркония, стабилизированный оксидом иттрия, и может быть нанесен с помощью физического осаждения из паровой фазы или в процессе термического напыления. В качестве альтернативы, ТВС может представлять собой керамику, такую как, например, тонкий слой оксида циркония, модифицированный другими тугоплавкими оксидами, такими как оксиды, сформированные из элементов IV, V и VI группы, или оксидами, модифицированными элементами лантанидов, такими как La, Nd, Gd, Yb и тому подобными. Этот слой может варьироваться по толщине от приблизительно 0,4 мм до приблизительно 1,5 мм, однако следует иметь в виду, что толщина может варьироваться в зависимости от конкретного применения.
[0020] Внутренний бандажный элемент 102 жестко соединен с внешним бандажным элементом 106 таким образом, что достигается непосредственное плотное соединение. Соединение может быть выполнено с помощью различных доступных механических креплений или процессов, таких как, например, болты, склеивание, сварка или пайка. Крепеж и процессы приведены лишь для иллюстративных целей, при этом следует понимать, что может быть использован любой крепеж или процесс, который обеспечивает непосредственное плотное соединение между элементами 102 и 106. Пониженная протечка охлаждающей текучей среды и/или воздуха из охлаждающего узла 100 в тракт для горячего газа улучшает охлаждение охлаждающего узла 100 и обеспечивает газ с более высокой температурой для преобразования тепловой энергии в механическую энергию в турбине 16. Такое снижение протечки осуществляется за счет соединения заподлицо между элементами 102 и 106. Элементы 102 и 106 могут быть выполнены из двух различных материалов (Фиг.2) или из одного однородного материала (Фиг.З). Один однородный материал может быть задействован благодаря адекватному охлаждению узла 100, более конкретно адекватному охлаждению элемента 102.
[0021] Охлаждение элементов 106 и 102 достигается путем приема воздушного потока охлаждающей текучей среды и/или воздуха из источника текучей среды (не показан), такого как камера и/или насос. Источник текучей среды обеспечивает охлаждающую текучую среду, которая может включать воздух, раствор воды и/или газ. Охлаждающая текучая среда представляет собой любую подходящую текучую среду, которая охлаждает элементы турбины и выбранные области газового тракта, такие как области высокой температуры и давления охлаждающего узла 100. Например, источник охлаждающей текучей среды представляет собой источник сжатого воздуха из компрессора 12, причем сжатый воздух отводится из источника воздуха, который направляется в камеру 14 сгорания. Таким образом, источник сжатого воздуха обходит камеру 14 сгорания и используется для охлаждения узла 100.
[0022] Охлаждающая текучая среда протекает из источника текучей среды через указанный по меньшей мере один воздуховод 105 в камеру 108 элемента 106. После этого охлаждающая текучая среда, или воздушный поток, направляется во входные отверстия 112 микроканалов, которые ведут к микроканалам 110. Отбойник 114, расположенный внутри охлаждающего узла 100 турбины, имеет отверстия 116, которые обеспечивают струйный эффект принудительного охлаждения и приводят охлаждающую текучую среду в столкновение с отверстиями 112 микроканалов. В проиллюстрированном варианте выполнения входные отверстия 112 проходят по существу в радиальном направлении от элемента 106, а более конкретно, от камеры 108, по направлению к элементу 102, а более конкретно, к микроканалам 110. Следует иметь в виду, что входные отверстия 112 могут проходить в альтернативных направлениях и могут быть совмещены под углами, например, в различных конфигурациях. Независимо от точного совмещения входных отверстий 112, охлаждающая текучая среда или воздушный поток направляется в микроканалы 110, выполненные в элементе 102 в целях охлаждения. Микроканалы 110 проходят вдоль по меньшей мере части элемента 102 и обычно вдоль внутренней поверхности 104. Совмещение микроканалов 110 может быть выполнено в различных направлениях, в том числе в осевом и окружном направлениях, или в их комбинации, по отношению, например, к газотурбинной установке 10. Микроканалы 110 расположены вдоль внутренней поверхности 104, в зависимости от их близости к тракту горячего газа, что особенно восприимчиво к рассмотренным выше проблемам, связанным с относительно высокой температурой материала. Несмотря на то, что изобретение описано в связи с бандажом турбины, следует понимать, что различные другие элементы турбины, находящиеся в непосредственной близости от тракта для горячего газа, могут получать выгоду от наличия таких микроканалов. Такие элементы могут включать, но не ограничиваются этим, сопловые лопатки, рабочие лопатки и направляющие диски турбины, в дополнение к описанным в настоящем документе бандажам турбины.
[0023] Соответственно, микроканалы 110 уменьшают количество сжатого воздуха, используемого для охлаждения, благодаря улучшению охлаждения охлаждающим узлом 100 турбины, в частности, внутри элемента 102. В результате увеличенное количество сжатого воздуха направляется в камеру 14 сгорания для преобразования в механическую мощность, чтобы повысить общую производительность и коэффициент полезного действия газотурбинной установки 10, одновременно увеличивая срок службы элемента турбины путем уменьшения термической усталости. Кроме того, непосредственное плотное совмещение элемента 102 с элементом 106 уменьшает смещение и тепловое расширение элементов 102 и 106 с различными скоростями, что снижает утечку охлаждающей текучей среды в тракт для горячего газа.
[0024] На Фиг.4 изображен второй вариант выполнения охлаждающего бандажного узла 200 турбины. Изображенный вариант выполнения, а также дополнительные варианты выполнения, описанные ниже, включают аналогичные признаки, что и первый вариант выполнения, описанный подробно выше, которые не будет повторяться в деталях, за исключением тех случаев, когда это необходимо. Кроме того, как и в случае с дополнительными вариантами выполнения, описанными ниже, будут использоваться те же самые номера позиций. Входные отверстия 112 микроканалов выполнены как в элементе 106, так и в элементе 102 таким образом, что отверстия расположены на одной линии соответствующим образом, чтобы сформировать входные отверстия 112, которые ведут к микроканалам 110. В варианте выполнения, в котором используется отбойник 114, ударное воздействие охлаждающей текучей среды или воздушного потока передается к элементу 106, совместно со столкновением с входными отверстиями 112. Такая конфигурация улучшает охлаждение элемента 106, одновременно эффективно охлаждая элемент 102.
[0025] На Фиг.5 изображен третий вариант выполнения охлаждающего бандажного узла 300 турбины. Третий вариант выполнения фокусирует области столкновения на областях, которые не имеют входных отверстий 112 микроканалов. Это достигается путем смещения отверстий 116 отбойника 114 относительно входных отверстий 112 микроканалов.
[0026] На Фиг.6 изображен четвертый вариант выполнения охлаждающего бандажного узла 400 турбины. Четвертый вариант выполнения содержит по меньшей мере один дополнительный фиксирующий крепежный элемент 402, который выполняет функцию дополнительного приспособления для крепления элемента 102 к элементу 106. Дополнительный фиксирующий крепежный элемент 402 расположен на элементе 102 и содержит крючки, зажимы или т.п., чтобы контактировать с элементом 106. В случае когда первичные фиксирующие элементы, используемые для прочного присоединения элемента 102 к элементу 106, выходят из строя, дополнительный фиксирующий крепежный элемент 402 поддерживает соединение в рабочем состоянии.
[0027] На Фиг.7 изображен пятый вариант выполнения охлаждающего бандажного узла 500 турбины. Входные отверстия 112 микроканалов размещены вдоль проходящей в радиальном направлении наружной стороны элемента 102, при этом припаянный материал между элементом 102 и элементом 106 образует уплотнение для закрытия микроканалов 110.
[0028] В отношении всех описанных выше вариантов выполнения микроканалы 110 могут быть выполнены любым подходящим способом, например путем отливки по выплавляемым моделям при формировании элемента 102. Другой иллюстративный способ формирования микроканалов 110 включает удаление материала из элемента 102 после того, как тот был сформирован. Удаление материала с образованием микроканалов 110 может включать любой подходящий способ, например использование струи воды, фрезерование, лазер, электроэрозионную обработку, любую их комбинацию или другой подходящий способ механической обработки или травления. При использовании процесса удаления сложные и извилистые узоры могут быть использованы для формирования микроканалов 110, основываясь на геометрии элемента и других ориентированных на конкретное приложение факторов, улучшая, тем самым, способность охлаждения для элемента тракта для горячего газа, такого как охлаждающего узла 100. Кроме того, в элементе 102 и предположительно в элементе 106 может быть выполнено любое число указанных микроканалов, в зависимости от требуемых характеристик охлаждения и других ограничений приложения.
[0029] Микроканалы 110 могут быть одинаковым или отличающимися друг от друга по размере или форме. В соответствии с некоторыми вариантами выполнения, микроканалы 110 могут иметь ширину в диапазоне от приблизительно 100 микрон (мкм) до 3 миллиметров (мм) и глубину в диапазоне от приблизительно 100 мкм до 3 мм, как будет обсуждаться ниже. Например, микроканалы 110 могут иметь ширину и/или глубину в диапазоне от приблизительно 150 мкм до 1,5 мм, в диапазоне от приблизительно 250 мкм до 1,25 мм, или в диапазоне от приблизительно 300 мкм до 1 мм. В некоторых вариантах выполнения микроканалы могут иметь ширину и/или глубины, меньшую, чем приблизительно 50, 100, 150, 200, 250, 300, 350, 400, 450, 500, 600, 700 или 750 мкм. Несмотря на то, что микроканалы проиллюстрированы как имеющие квадратное или прямоугольное поперечное сечение, микроканалы 110 могут иметь любую форму, которая может быть сформирована с использованием прорезания канавок, травления или аналогичных способов. Действительно, микроканалы 110 могут иметь круглую, полукруглую, изогнутую или треугольную, ромбовидную форму поперечного сечения, в дополнение к или вместо квадратного или прямоугольного сечения, как показано на чертеже. Ширина и глубина может варьироваться по всей длине. Таким образом, раскрытые срезы, пазы, канавки или углубления могут иметь прямую или изогнутую геометрию, соответствующую таким поперечным сечениям. Более того, в некоторых вариантах выполнения микроканалы могут иметь варьируемую площадь поперечного сечения. В микроканалах также могут быть предусмотрены усилители теплопередачи, такие как турбулизаторы или лунки.
[0030] Несмотря на то, что изобретение было подробно описано в связи с ограниченным количеством вариантов выполнения, должно быть понятно, что оно не ограничивается этими описанными вариантами выполнения. Напротив, изобретение может быть видоизменено, чтобы включать любое количество вариаций, изменений, замен или эквивалентных конструкций, до сих пор не описанных, но которые подпадают под сущность и объем изобретения. Кроме того, несмотря на то, что были описаны различные варианты выполнения изобретения, следует понимать, что аспекты изобретения могут включать лишь некоторые из описанных вариантов выполнения. Таким образом, изобретение не следует рассматривать как ограниченное приведенным выше описанием, оно ограничивается только объемом прилагаемой формулы изобретения.
Claims (30)
1. Охлаждающий бандажный узел турбины для газотурбинной установки, содержащий:
внешний бандажный элемент, расположенный внутри турбинной секции газотурбинной установки вблизи корпуса турбинной секции и имеющий по меньшей мере один воздуховод для введения в этот элемент охлаждающей текучей среды,
внутренний бандажный элемент, расположенный во внутреннем радиальном направлении относительно внешнего бандажного элемента и жестко с ним соединенный, причем внутренний бандажный элемент имеет микроканалы, проходящие в окружном направлении, или осевом направлении, или в обоих этих направлениях, для охлаждения внутреннего бандажного элемента охлаждающей текучей средой из указанного по меньшей мере одного воздуховода, причем во внешнем бандажном элементе, или во внутреннем бандажном элементе, или в обоих этих элементах выполнены входные отверстия микроканалов для направления охлаждающей текучей среды из внешнего бандажного элемента в указанные микроканалы, и
покрытие, расположенное вблизи внутренней поверхности внутреннего бандажного элемента и предназначенное для герметичного закрытия указанных микроканалов для защиты микроканалов от тракта для горячего газа газотурбинной установки.
2. Охлаждающий узел по п. 1, в котором внутренний бандажный элемент жестко соединен с внешним бандажным элементом по меньшей мере одним из следующего: привинчивание, склеивание, сварка и пайка.
3. Охлаждающий узел по п. 1, в котором внешний бандажный элемент содержит первый материал, а внутренний бандажный элемент содержит второй материал.
4. Охлаждающий узел по п. 1, в котором внешний бандажный элемент и внутренний бандажный элемент выполнены из одного материала.
5. Охлаждающий узел по п. 1, в котором указанное покрытие содержит теплозащитное покрытие с толщиной от 0,4 мм до 1,5 мм.
6. Охлаждающий узел по п. 1, дополнительно содержащий отбойник, имеющий отверстия для направления охлаждающей текучей среды в указанные входные отверстия микроканалов.
7. Охлаждающий узел по п. 6, в котором указанные отверстия отбойника смещены относительно входных отверстий микроканалов.
8. Охлаждающий узел по п. 1, содержащий дополнительный фиксирующий крепежный элемент для функционального соединения внутреннего бандажного элемента с внешним бандажным элементом.
9. Охлаждающий бандажный узел турбины для газотурбинной установки, содержащий:
внешний бандажный элемент, расположенный внутри турбинной секции газотурбинной установки вблизи корпуса турбинной секции и имеющий по меньшей мере один воздуховод для введения в этот элемент охлаждающей текучей среды,
внутренний бандажный элемент, расположенный во внутреннем радиальном направлении относительно внешнего бандажного элемента и имеющий микроканалы, проходящие в окружном направлении, или осевом направлении, или в обоих этих направлениях для охлаждения внутреннего бандажного элемента охлаждающей текучей средой из указанного по меньшей мере одного воздуховода, причем во внешнем бандажном элементе, или во внутреннем бандажном элементе, или в обоих этих элементах выполнены входные отверстия микроканалов для направления охлаждающей текучей среды из внешнего бандажного элемента в указанные микроканалы, и
отбойник, имеющий отверстия для направления охлаждающей текучей среды к указанным входным отверстиям микроканалов.
10. Охлаждающий узел по п. 9, в котором внутренний бандажный элемент жестко соединен с внешним бандажным элементом по меньшей мере одним из следующего: привинчивание, склеивание, сварка и пайка.
11. Охлаждающий узел по п. 9, в котором внешний бандажный элемент и внутренний бандажный элемент выполнены как один целый, единый сплошной элемент.
12. Охлаждающий узел по п. 9, дополнительно содержащий покрытие, расположенное вблизи внутренней поверхности внутреннего бандажного элемента и предназначенное для герметичного закрытия указанных микроканалов для защиты микроканалов от тракта для горячего газа газотурбинной установки, причем указанное покрытие содержит теплозащитное покрытие.
13. Охлаждающий узел по п. 9, в котором указанные микроканалы проходят в окружном направлении, или осевом направлении, или в обоих этих направлениях.
14. Охлаждающий узел по п. 9, в котором указанные входные отверстия микроканалов совмещены с указанными микроканалами.
15. Охлаждающий узел по п. 9, в котором указанные отверстия отбойника совмещены с указанными входными отверстиями микроканалов.
16. Охлаждающий узел по п. 9, в котором микроканалы имеют ширину в диапазоне от 100 микрон (мкм) до 3 миллиметров (мм) и глубину в диапазоне от 100 мкм до 3 мм.
17. Охлаждающий узел по п. 9, содержащий дополнительный фиксирующий крепежный элемент для функционального соединения внутреннего бандажного элемента с внешним бандажным элементом.
18. Охлаждающий бандажный узел турбины для газотурбинной установки, содержащий:
внешний бандажный элемент, расположенный внутри турбинной секции газотурбинной установки вблизи корпуса турбинной секции и имеющий по меньшей мере один воздуховод для введения в этот элемент охлаждающей текучей среды,
внутренний бандажный элемент, расположенный во внутреннем радиальном направлении относительно внешнего бандажного элемента и жестко с ним соединенный, причем внутренний бандажный элемент имеет микроканалы, проходящие в окружном направлении, или осевом направлении, или в обоих этих направлениях, для охлаждения внутреннего бандажного элемента охлаждающей текучей средой из указанного по меньшей мере одного воздуховода, причем во внешнем бандажном элементе, или во внутреннем бандажном элементе, или в обоих этих элементах выполнены входные отверстия микроканалов для направления охлаждающей текучей среды из внешнего бандажного элемента в указанные микроканалы, при этом микроканалы имеют ширину в диапазоне от 100 микрон (мкм) до 3 миллиметров (мм) и глубину в диапазоне от 100 мкм до 3 мм,
отбойник, имеющий отверстия для направления охлаждающей текучей среды к указанным входным отверстиям микроканалов, и
покрытие, расположенное вблизи внутренней поверхности внутреннего бандажного элемента, причем микроканалы расположены вдоль покрытия.
19. Охлаждающий узел по п. 18, в котором внешний бандажный элемент содержит первый материал, а внутренний бандажный элемент содержит второй материал.
20. Охлаждающий узел по п. 18, в котором по меньшей мере одно из указанных отверстий отбойника совмещено с по меньшей мере одним из указанных входных отверстий микроканалов.
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US13/456,407 | 2012-04-26 | ||
US13/456,407 US9127549B2 (en) | 2012-04-26 | 2012-04-26 | Turbine shroud cooling assembly for a gas turbine system |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2013119150A RU2013119150A (ru) | 2014-10-27 |
RU2638099C2 true RU2638099C2 (ru) | 2017-12-11 |
Family
ID=48182814
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2013119150A RU2638099C2 (ru) | 2012-04-26 | 2013-04-25 | Охлаждающий бандажный узел турбины для газотурбинной установки (варианты) |
Country Status (5)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US9127549B2 (ru) |
EP (1) | EP2657451B1 (ru) |
JP (1) | JP6216146B2 (ru) |
CN (1) | CN103375202B (ru) |
RU (1) | RU2638099C2 (ru) |
Families Citing this family (12)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US20150198063A1 (en) * | 2014-01-14 | 2015-07-16 | Alstom Technology Ltd | Cooled stator heat shield |
US9757936B2 (en) | 2014-12-29 | 2017-09-12 | General Electric Company | Hot gas path component |
US10309252B2 (en) | 2015-12-16 | 2019-06-04 | General Electric Company | System and method for cooling turbine shroud trailing edge |
US10221719B2 (en) * | 2015-12-16 | 2019-03-05 | General Electric Company | System and method for cooling turbine shroud |
US10378380B2 (en) | 2015-12-16 | 2019-08-13 | General Electric Company | Segmented micro-channel for improved flow |
US10519861B2 (en) * | 2016-11-04 | 2019-12-31 | General Electric Company | Transition manifolds for cooling channel connections in cooled structures |
US10634353B2 (en) | 2017-01-12 | 2020-04-28 | General Electric Company | Fuel nozzle assembly with micro channel cooling |
US10876407B2 (en) * | 2017-02-16 | 2020-12-29 | General Electric Company | Thermal structure for outer diameter mounted turbine blades |
US10436041B2 (en) | 2017-04-07 | 2019-10-08 | General Electric Company | Shroud assembly for turbine systems |
CN111502774A (zh) * | 2020-04-23 | 2020-08-07 | 中国核动力研究设计院 | 一种水冷式超临界二氧化碳透平干气密封装置 |
US11428160B2 (en) | 2020-12-31 | 2022-08-30 | General Electric Company | Gas turbine engine with interdigitated turbine and gear assembly |
EP4105449A1 (en) * | 2021-06-18 | 2022-12-21 | Raytheon Technologies Corporation | Hybrid bonded configuration for blade outer airseal (boas) |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
EP0516322A1 (en) * | 1991-05-20 | 1992-12-02 | General Electric Company | Shroud cooling assembly for gas turbine engine |
EP1930550A2 (en) * | 2006-11-30 | 2008-06-11 | General Electric Company | Systems for cooling integral turbine nozzle and shroud assemblies |
RU2348817C2 (ru) * | 2003-07-10 | 2009-03-10 | Снекма | Система охлаждения неподвижно установленного стяжного кольца газовой турбины |
EP2434106A2 (en) * | 2010-09-28 | 2012-03-28 | Hitachi Ltd. | Shroud structure for gas turbine |
RU2450129C2 (ru) * | 2007-03-20 | 2012-05-10 | Снекма | Межтурбинный картер с контуром охлаждения и содержащий его турбореактивный двигатель |
Family Cites Families (32)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPH0639885B2 (ja) | 1988-03-14 | 1994-05-25 | 株式会社日立製作所 | ガスタービン用シュラウド及びガスタービン |
US5538393A (en) * | 1995-01-31 | 1996-07-23 | United Technologies Corporation | Turbine shroud segment with serpentine cooling channels having a bend passage |
US5957657A (en) | 1996-02-26 | 1999-09-28 | Mitisubishi Heavy Industries, Ltd. | Method of forming a cooling air passage in a gas turbine stationary blade shroud |
US5738490A (en) * | 1996-05-20 | 1998-04-14 | Pratt & Whitney Canada, Inc. | Gas turbine engine shroud seals |
FR2766517B1 (fr) * | 1997-07-24 | 1999-09-03 | Snecma | Dispositif de ventilation d'un anneau de turbomachine |
US6223524B1 (en) | 1998-01-23 | 2001-05-01 | Diversitech, Inc. | Shrouds for gas turbine engines and methods for making the same |
US6528118B2 (en) | 2001-02-06 | 2003-03-04 | General Electric Company | Process for creating structured porosity in thermal barrier coating |
US6461108B1 (en) | 2001-03-27 | 2002-10-08 | General Electric Company | Cooled thermal barrier coating on a turbine blade tip |
US6679680B2 (en) | 2002-03-25 | 2004-01-20 | General Electric Company | Built-up gas turbine component and its fabrication |
US20040086635A1 (en) | 2002-10-30 | 2004-05-06 | Grossklaus Warren Davis | Method of repairing a stationary shroud of a gas turbine engine using laser cladding |
US6899518B2 (en) | 2002-12-23 | 2005-05-31 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Turbine shroud segment apparatus for reusing cooling air |
US7487641B2 (en) | 2003-11-14 | 2009-02-10 | The Trustees Of Columbia University In The City Of New York | Microfabricated rankine cycle steam turbine for power generation and methods of making the same |
US7063503B2 (en) | 2004-04-15 | 2006-06-20 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Turbine shroud cooling system |
US7306424B2 (en) * | 2004-12-29 | 2007-12-11 | United Technologies Corporation | Blade outer seal with micro axial flow cooling system |
US7217089B2 (en) * | 2005-01-14 | 2007-05-15 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Gas turbine engine shroud sealing arrangement |
US7510370B2 (en) * | 2005-02-01 | 2009-03-31 | Honeywell International Inc. | Turbine blade tip and shroud clearance control coating system |
US7284954B2 (en) | 2005-02-17 | 2007-10-23 | Parker David G | Shroud block with enhanced cooling |
US7600967B2 (en) | 2005-07-30 | 2009-10-13 | United Technologies Corporation | Stator assembly, module and method for forming a rotary machine |
US7387488B2 (en) * | 2005-08-05 | 2008-06-17 | General Electric Company | Cooled turbine shroud |
DE102005055984A1 (de) | 2005-11-24 | 2007-05-31 | Mtu Aero Engines Gmbh | Verfahren zur Reparatur eines Mantelringsegments einer Gasturbine |
US7653994B2 (en) | 2006-03-22 | 2010-02-02 | General Electric Company | Repair of HPT shrouds with sintered preforms |
US7597533B1 (en) * | 2007-01-26 | 2009-10-06 | Florida Turbine Technologies, Inc. | BOAS with multi-metering diffusion cooling |
US7900458B2 (en) | 2007-05-29 | 2011-03-08 | Siemens Energy, Inc. | Turbine airfoils with near surface cooling passages and method of making same |
US20090053045A1 (en) | 2007-08-22 | 2009-02-26 | General Electric Company | Turbine Shroud for Gas Turbine Assemblies and Processes for Forming the Shroud |
ATE502720T1 (de) | 2008-04-09 | 2011-04-15 | Alstom Technology Ltd | VERFAHREN ZUR REPARATUR DER HEIßGASKOMPONENTE EINER GASTURBINE |
EP2405103B1 (en) * | 2009-08-24 | 2016-05-04 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Split ring cooling structure |
US8556575B2 (en) * | 2010-03-26 | 2013-10-15 | United Technologies Corporation | Blade outer seal for a gas turbine engine |
US8651805B2 (en) * | 2010-04-22 | 2014-02-18 | General Electric Company | Hot gas path component cooling system |
US8647053B2 (en) * | 2010-08-09 | 2014-02-11 | Siemens Energy, Inc. | Cooling arrangement for a turbine component |
US8499566B2 (en) | 2010-08-12 | 2013-08-06 | General Electric Company | Combustor liner cooling system |
US8684662B2 (en) | 2010-09-03 | 2014-04-01 | Siemens Energy, Inc. | Ring segment with impingement and convective cooling |
US8673397B2 (en) | 2010-11-10 | 2014-03-18 | General Electric Company | Methods of fabricating and coating a component |
-
2012
- 2012-04-26 US US13/456,407 patent/US9127549B2/en active Active
-
2013
- 2013-04-24 JP JP2013090841A patent/JP6216146B2/ja active Active
- 2013-04-25 EP EP13165262.0A patent/EP2657451B1/en active Active
- 2013-04-25 RU RU2013119150A patent/RU2638099C2/ru active
- 2013-04-26 CN CN201310149413.1A patent/CN103375202B/zh active Active
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
EP0516322A1 (en) * | 1991-05-20 | 1992-12-02 | General Electric Company | Shroud cooling assembly for gas turbine engine |
RU2348817C2 (ru) * | 2003-07-10 | 2009-03-10 | Снекма | Система охлаждения неподвижно установленного стяжного кольца газовой турбины |
EP1930550A2 (en) * | 2006-11-30 | 2008-06-11 | General Electric Company | Systems for cooling integral turbine nozzle and shroud assemblies |
RU2450129C2 (ru) * | 2007-03-20 | 2012-05-10 | Снекма | Межтурбинный картер с контуром охлаждения и содержащий его турбореактивный двигатель |
EP2434106A2 (en) * | 2010-09-28 | 2012-03-28 | Hitachi Ltd. | Shroud structure for gas turbine |
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
С.А. ВЬЮНОВ и др. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей, Москва, Машиностроение, 1989, стр. 216-218, рис.4.60а. * |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2013119150A (ru) | 2014-10-27 |
CN103375202B (zh) | 2017-04-26 |
CN103375202A (zh) | 2013-10-30 |
EP2657451B1 (en) | 2019-06-12 |
US20130287546A1 (en) | 2013-10-31 |
EP2657451A2 (en) | 2013-10-30 |
EP2657451A3 (en) | 2014-01-01 |
JP6216146B2 (ja) | 2017-10-18 |
JP2013227979A (ja) | 2013-11-07 |
US9127549B2 (en) | 2015-09-08 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2638099C2 (ru) | Охлаждающий бандажный узел турбины для газотурбинной установки (варианты) | |
EP3736409B1 (en) | Turbine shroud assembly with a plurality of shroud segments having internal cooling passages | |
JP5548661B2 (ja) | セラミックマトリックス複合材(cmc)ブリッジを備えるターボ機械 | |
US8162598B2 (en) | Gas turbine sealing apparatus | |
US9464538B2 (en) | Shroud block segment for a gas turbine | |
US9518478B2 (en) | Microchannel exhaust for cooling and/or purging gas turbine segment gaps | |
US8333557B2 (en) | Vortex chambers for clearance flow control | |
KR101951110B1 (ko) | 가스 터빈 | |
EP2615255B1 (en) | Turbine assembly and method for controlling a temperature of an assembly | |
US20140348642A1 (en) | Conjoined gas turbine interface seal | |
EP3557001B1 (en) | Cooling arrangement for engine components | |
EP2660428A1 (en) | Turbine system comprising a transition duct with a flexible seal | |
EP3470628B1 (en) | Aft frame assembly for gas turbine transition piece | |
US20140112753A1 (en) | Sealing arrangement for a turbine system and method of sealing between two turbine components | |
JP2019056366A (ja) | タービンエンジン翼形部用のシールド | |
JP2003525381A (ja) | タービン設備 | |
US20020154992A1 (en) | Shaped part for forming a guide ring | |
EP3246522B1 (en) | Internal cooling of stator vanes | |
US9382802B2 (en) | Compressor rotor | |
RU2386816C1 (ru) | Высокотемпературная газовая турбина | |
JP6224161B2 (ja) | ガスタービンのためのロータブレード | |
US11821365B2 (en) | Inducer seal with integrated inducer slots | |
WO2020050837A1 (en) | Non-contact seal with mechanical fit | |
CN115789700A (zh) | 回流燃烧室大弯管与涡轮的连接结构及航空发动机 | |
WO2017029689A1 (ja) | 軸流タービン |