RU2795241C2 - Stator assembly for a gas turbine and a gas turbine containing such stator assembly - Google Patents
Stator assembly for a gas turbine and a gas turbine containing such stator assembly Download PDFInfo
- Publication number
- RU2795241C2 RU2795241C2 RU2019139258A RU2019139258A RU2795241C2 RU 2795241 C2 RU2795241 C2 RU 2795241C2 RU 2019139258 A RU2019139258 A RU 2019139258A RU 2019139258 A RU2019139258 A RU 2019139258A RU 2795241 C2 RU2795241 C2 RU 2795241C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- protrusion
- main
- leading edge
- wall
- annular
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Description
ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИFIELD OF TECHNOLOGY
Настоящее изобретение относится к статорному узлу для газовой турбины и к газовой турбине, содержащей указанный статорный узел. В частности, газовая турбина по настоящему изобретению представляет собой часть установки для выработки электроэнергии.The present invention relates to a stator assembly for a gas turbine and to a gas turbine comprising said stator assembly. In particular, the gas turbine of the present invention is part of a power generation plant.
УРОВЕНЬ ТЕХНИКИBACKGROUND OF THE INVENTION
Как известно, газовая турбина для энергосиловых установок содержит компрессор, камеру сгорания и турбину.As is known, a gas turbine for power plants contains a compressor, a combustion chamber and a turbine.
В частности, компрессор содержит входное отверстие, в которое подается воздух, и множество вращающихся лопаток, сжимающих проходящий воздух. Сжатый воздух, выходящий из компрессора, проходит в камеру повышенного давления, то есть замкнутое пространство, ограниченное наружным корпусом, и оттуда в камеру сгорания. Внутри камеры сгорания сжатый воздух смешивается с, по меньшей мере, одним топливом и сжигается. Образующийся в результате, горячий газ выходит из камеры сгорания и расширяется в турбине. Расширение горячего газа в турбине вызывает перемещение вращающихся лопаток, соединенных с ротором, при этом выполняется работа.In particular, the compressor comprises an inlet into which air is supplied and a plurality of rotating blades which compress the passing air. Compressed air exiting the compressor passes into the plenum, i.e. the enclosed space delimited by the outer casing, and from there into the combustion chamber. Inside the combustion chamber, compressed air is mixed with at least one fuel and burned. The resulting hot gas exits the combustion chamber and expands in the turbine. The expansion of the hot gas in the turbine causes the rotating blades connected to the rotor to move, and work is done.
Как компрессор, так и турбина содержат множество статорных узлов, расположенных в аксиальном направлении между роторными узлами.Both the compressor and the turbine comprise a plurality of stator assemblies located axially between the rotor assemblies.
Каждый роторный узел содержит диск ротора, вращающийся вокруг главной оси, и множество лопаток, опирающихся на диск ротора.Each rotor assembly contains a rotor disk rotating around the main axis, and a plurality of blades resting on the rotor disk.
Каждый статорный узел содержит множество лопаток статора, опирающихся на соответствующую обойму, и статорное кольцо, расположенное вокруг ротора.Each stator assembly contains a plurality of stator blades supported by a corresponding holder and a stator ring located around the rotor.
Между статорными узлами и роторными узлами образовано множество полостей, расположенных между узлами.Between the stator nodes and the rotor nodes, a plurality of cavities are formed, located between the nodes.
В турбине уплотняющий воздух обычно отбирается от компрессора и вводится в указанные полости между узлами для избежания или ограничения всасывания горячего газа из горячего тракта в полости между узлами. In a turbine, seal air is typically bled from the compressor and introduced into said cavities between nodes to avoid or limit suction of hot gas from the hot path into the cavities between nodes.
Минимизация количества воздуха, расходуемого на уплотнение и охлаждение полостей между узлами, предпочтительна для эксплуатационных характеристик энергосиловой установки. Однако указанная минимизация предполагает необходимость использования дорогих материалов с улучшенными свойствами и/или выбор конструкций, имеющих очень сложную геометрию.Minimizing the amount of air used to seal and cool cavities between nodes is advantageous for power plant performance. However, this minimization implies the need to use expensive materials with improved properties and/or the choice of designs having a very complex geometry.
СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯSUMMARY OF THE INVENTION
Следовательно, задача настоящего изобретения состоит в том, чтобы предложить статорный узел для газовой турбины, который позволяет избежать описанных недостатков или, по меньшей мере, уменьшить их.It is therefore an object of the present invention to provide a stator assembly for a gas turbine which avoids or at least reduces the disadvantages described.
В частности, задача настоящего изобретения состоит в том, чтобы предложить статорный узел, имеющий усовершенствованную конструкцию, позволяющую минимизировать количество уплотняющего воздуха и в то же время гарантировать достаточную защиту от термических повреждений.In particular, the object of the present invention is to provide a stator assembly having an improved design to minimize the amount of sealing air and at the same time guarantee sufficient protection against thermal damage.
В соответствии с указанными задачами настоящее изобретение относится к статорному узлу для газовой турбины, содержащему:In accordance with these objects, the present invention relates to a stator assembly for a gas turbine, comprising:
статорное кольцо, которое проходит вокруг продольной оси А и содержит наружную краевую часть, выполненную с кольцевым пазом, при этом кольцевой паз определяет границы стенки, расположенной со стороны передней кромки, и стенки, расположенной со стороны задней кромки, при этом стенка, расположенная со стороны передней кромки, выполнена с кольцевой радиальной поверхностью, расположенной со стороны передней кромки, и с кольцевой аксиальной поверхностью, расположенной со стороны передней кромки;a stator ring that passes around the longitudinal axis A and contains an outer edge part made with an annular groove, while the annular groove defines the boundaries of the wall located on the side of the leading edge and the wall located on the side of the trailing edge, while the wall located on the side the leading edge is made with an annular radial surface located on the side of the leading edge, and with an annular axial surface located on the side of the leading edge;
множество лопаток статора, расположенных радиально и присоединенных рядом друг с другом к наружной краевой части статорного кольца так, чтобы закрыть кольцевой паз и образовать кольцевой охлаждающий канал, при этом каждая лопатка статора содержит перо, наружный бандажный элемент и внутренний бандажный элемент, присоединенный к статорному кольцу, при этом внутренний бандажный элемент содержит платформу и выступ, расположенный со стороны передней кромки, и выступ, расположенный со стороны задней кромки, проходящие в радиальном направлении внутрь от платформы, при этом выступ, расположенный со стороны передней кромки, соединен со стенкой, расположенной со стороны передней кромки, и выступ, расположенный со стороны задней кромки, соединен со стенкой, расположенной со стороны задней кромки; при этом выступ, расположенный со стороны передней кромки, соединен со стенкой, расположенной со стороны передней кромки, так, чтобы оставить основной радиальный зазор между стенкой, расположенной со стороны передней кромки, и платформой и образовать расположенную со стороны передней кромки поверхность выступа, расположенного со стороны передней кромки;a plurality of stator blades arranged radially and attached next to each other to the outer edge of the stator ring so as to close the annular groove and form an annular cooling channel, each stator blade contains a feather, an outer shroud element and an inner shroud element attached to the stator ring , while the inner shroud element contains a platform and a protrusion located on the side of the leading edge, and a protrusion located on the side of the trailing edge, passing in the radial direction inward from the platform, while the protrusion located on the side of the leading edge is connected to the wall located with a leading edge side, and a protrusion located on the trailing edge side is connected to a wall located on the trailing edge side; at the same time, the protrusion located on the side of the leading edge is connected to the wall located on the side of the leading edge, so as to leave the main radial gap between the wall located on the side of the leading edge and the platform and form the surface of the protrusion located on the side of the leading edge, located with sides of the leading edge;
при этом на той поверхности выступа, расположенного со стороны передней кромки, которая расположена со стороны передней кромки, выполнено, по меньшей мере, одно основное отверстие для охлаждения, сообщающееся по текучей среде с кольцевым охлаждающим каналом;at the same time, on that surface of the protrusion located on the side of the leading edge, which is located on the side of the leading edge, at least one main cooling hole is provided, which is in fluid communication with the annular cooling channel;
при этом стенка, расположенная со стороны передней кромки, содержит основной направляющий выступ, выступающий в радиальном направлении от кольцевой аксиальной поверхности, расположенной со стороны передней кромки, и расположенный в аксиальном направлении напротив данного, по меньшей мере, одного основного отверстия для охлаждения.wherein the wall located on the side of the leading edge contains the main guide protrusion protruding in the radial direction from the annular axial surface located on the side of the leading edge, and located in the axial direction opposite this at least one main cooling hole.
Наличие, по меньшей мере, основного отверстия для охлаждения в выступе, расположенном со стороны передней кромки, обеспечивает улучшение теплового состояния верхней части полости между узлами, расположенной со стороны передней кромки. В частности, основное отверстие для охлаждения улучшает тепловое состояние расположенной со стороны передней кромки, кольцевой аксиальной поверхности стенки, которая расположена со стороны передней кромки и обычно выполнена из материала, имеющего худшие характеристики по сравнению с лопаткой.The presence of at least the main hole for cooling in the protrusion, located on the side of the leading edge, improves the thermal state of the upper part of the cavity between the nodes, located on the side of the leading edge. In particular, the main cooling hole improves the thermal state of the leading edge-side, annular axial wall surface, which is located on the leading edge side and is generally made of a material having inferior characteristics compared to the blade.
Вместо подачи большого количества воздуха, как обычно делается в решениях по предшествующему уровню техники, охлаждающий воздух подается там, где он более необходим.Instead of supplying large amounts of air, as is commonly done in prior art solutions, cooling air is supplied where it is most needed.
Кроме того, благодаря наличию направляющего выступа, расположенного напротив основного отверстия для охлаждения некоторое количество горячего газа может быть введено в зону, содержащую основной радиальный зазор, из основного потока горячего газа. Эта зона в действительности в достаточной степени охлаждается охлаждающим воздухом, поступающим из основных отверстий для охлаждения, и направляющий выступ отклоняет поток горячего газа, всасываемого снаружи зоны, содержащей основной радиальный зазор.In addition, due to the presence of a guide protrusion located opposite the main cooling hole, some hot gas can be introduced into the zone containing the main radial gap from the main hot gas flow. This zone is actually sufficiently cooled by the cooling air coming from the main cooling holes, and the guide lip deflects the flow of hot gas drawn in from the outside of the zone containing the main radial clearance.
Следовательно, всасываемый горячий газ может быть принят, подвергнут выдуванию посредством основных отверстий для охлаждения и отклонен посредством основного направляющего выступа. Это приводит к меньшему общему расходу уплотняющего воздуха, в результате чего улучшаются общие результаты эксплуатации двигателя и тепловое состояние и целостность компонентов статорного узла.Therefore, the sucked-in hot gas can be received, blown out through the main cooling holes, and deflected through the main guide. This results in less overall sealing air flow, resulting in improved overall engine performance and improved thermal health and integrity of the stator assembly components.
Другими словами, вместо полного избежания всасывания горячего газа за счет использования высокой скорости потока/большого расхода уплотняющего воздуха настоящее изобретение позволяет ограничить зону впуска горячего газа в верхней части полости между узлами.In other words, instead of completely avoiding hot gas suction by using a high flow/high seal air flow rate, the present invention allows the hot gas inlet zone to be limited at the top of the cavity between the nodes.
Согласно варианту осуществления настоящего изобретения статорный узел содержит множество основных отверстий для охлаждения, выровненных в направлении вдоль окружности. Таким образом, охлаждающий воздух может подаваться вдоль направления по окружности.According to an embodiment of the present invention, the stator assembly includes a plurality of primary cooling holes aligned in a circumferential direction. Thus, the cooling air can be supplied along the circumferential direction.
Согласно варианту осуществления настоящего изобретения основные отверстия для охлаждения распределены равномерно. Таким образом, охлаждающий воздух распределяется равномерно.According to an embodiment of the present invention, the main cooling holes are uniformly distributed. Thus, the cooling air is evenly distributed.
Согласно варианту осуществления настоящего изобретения основное отверстие для охлаждения проходит вдоль оси, соответствующей основной протяженности; в продольной аксиальной плоскости, которая задана продольной осью и радиальным направлением, ортогональным к продольной оси и пересекающим ось, соответствующую основной протяженности, угол, определяемый проекцией оси, которая соответствует основной протяженности, на продольной аксиальной плоскости и радиальным направлением, предпочтительно находится в диапазоне от 80° до 135°, при этом в плоскости, в которой лежит окружность и которая задана продольной осью и направлением вдоль окружности, которое ортогонально к продольной оси и ортогонально к радиальному направлению, ортогональному к продольной оси, угол, определяемый проекцией оси, которая соответствует основной протяженности, на плоскости, в которой лежит окружность, и аксиальным направлением, предпочтительно находится в диапазоне от 100° до 200°.According to an embodiment of the present invention, the main cooling hole extends along an axis corresponding to the main extent; in the longitudinal axial plane, which is defined by the longitudinal axis and the radial direction orthogonal to the longitudinal axis and intersecting the axis corresponding to the main extent, the angle defined by the projection of the axis, which corresponds to the main extent, on the longitudinal axial plane and the radial direction is preferably in the range of 80 ° up to 135°, while in the plane in which the circle lies and which is given by the longitudinal axis and the direction along the circle, which is orthogonal to the longitudinal axis and orthogonal to the radial direction, orthogonal to the longitudinal axis, the angle determined by the projection of the axis, which corresponds to the main extent , on the plane in which the circle lies, and the axial direction is preferably in the range from 100° to 200°.
Согласно варианту осуществления настоящего изобретения основной направляющий выступ имеет внутреннюю поверхность, обращенную к данному, по меньшей мере, одному основному отверстию для охлаждения, и наружную поверхность, противоположную внутренней поверхности, при этом основной направляющий выступ выступает в радиальном направлении от кольцевой аксиальной поверхности, расположенной со стороны передней кромки, так, что наружная поверхность является продолжением кольцевой радиальной поверхности, расположенной со стороны передней кромки. Таким образом, направляющий выступ легко образовать, и он создает достаточно большую зону рециркуляции.According to an embodiment of the present invention, the main guide protrusion has an inner surface facing this at least one main cooling hole, and an outer surface opposite the inner surface, while the main guide protrusion protrudes in the radial direction from the annular axial surface located with side of the leading edge, so that the outer surface is a continuation of the annular radial surface located on the side of the leading edge. Thus, the ridge is easy to form and creates a sufficiently large recirculation zone.
Согласно варианту осуществления настоящего изобретения основной направляющий выступ имеет, по меньшей мере, одно скругленное соединение с кольцевой аксиальной поверхностью, расположенной со стороны передней кромки, которое предпочтительно является вогнутым. Таким образом, улучшается отклонение потока, вызываемое направляющим выступом. В частности, скругленное соединение обеспечивает возможность выдувания рециркулирующего всосанного горячего газа из полости в основной поток.According to an embodiment of the present invention, the main guide has at least one rounded connection with an annular axial surface located on the leading edge side, which is preferably concave. Thus, the flow deflection caused by the guide is improved. In particular, the rounded joint allows recirculating sucked-in hot gas to be blown out of the cavity into the main stream.
Согласно варианту осуществления настоящего изобретения основной направляющий выступ имеет внутреннюю поверхность, обращенную к данному, по меньшей мере, одному основному отверстию для охлаждения, и наружную поверхность, противоположную внутренней поверхности, при этом основной направляющий выступ содержит, по меньшей мере, одно ребро, выступающее в аксиальном направлении от наружной поверхности. Таким образом, ребро образует своего рода барьер, препятствующий входу горячего газа в полость между узлами. Кроме того, ребро обеспечивает отклонение горячего газа, находящегося в зоне рециркуляции, по направлению к основному потоку в канале газовой турбины при избежании входа указанного горячего газа в полость между узлами. Согласно варианту осуществления настоящего изобретения основной направляющий выступ содержит, по меньшей мере, одно ребро, выступающее от наружной поверхности в направлении, которое образует в радиальной плоскости угол β относительно аксиального направления. Таким образом, усиливается воздействие ребра на горячий газ, находящийся в зоне рециркуляции, которое вызывает его отклонение по направлению к основном потоку.According to an embodiment of the present invention, the main guide protrusion has an inner surface facing this at least one main cooling hole, and an outer surface opposite the inner surface, while the main guide protrusion contains at least one rib protruding into axial direction from the outer surface. Thus, the rib forms a kind of barrier that prevents hot gas from entering the cavity between the nodes. In addition, the rib allows the hot gas in the recirculation zone to be diverted towards the main flow in the gas turbine channel while avoiding the entry of said hot gas into the cavity between the nodes. According to an embodiment of the present invention, the main guide protrusion comprises at least one rib protruding from the outer surface in a direction that forms an angle β in the radial plane with respect to the axial direction. Thus, the influence of the fin on the hot gas in the recirculation zone is increased, which causes it to deviate towards the main stream.
Согласно варианту осуществления настоящего изобретения основной направляющий выступ образован как одно целое со статорным кольцом. Таким образом, уменьшаются время и затраты на выполнение статорного узла.According to an embodiment of the present invention, the main guide lip is integrally formed with the cam ring. Thus, the time and costs for the implementation of the stator assembly are reduced.
Согласно варианту осуществления настоящего изобретения основной направляющий выступ выполнен из материала, отличающегося от материала статорного кольца. Таким образом, направляющий выступ может быть выполнен из материала, имеющего высокие термомеханические характеристики по отношению к материалу, используемому для выполнения статорного кольца.According to an embodiment of the present invention, the main guide lip is made of a material different from that of the cam ring. Thus, the guide lip can be made of a material having high thermomechanical characteristics with respect to the material used to form the cam ring.
Согласно варианту осуществления настоящего изобретения выступ, расположенный со стороны задней кромки, соединен со стенкой, расположенной со стороны задней кромки, так, чтобы оставить вспомогательный радиальный зазор между стенкой, расположенной со стороны задней кромки, и платформой и образовать расположенную со стороны задней кромки поверхность выступа, расположенного со стороны задней кромки, при этом на той поверхности выступа, расположенного со стороны задней кромки, которая расположена со стороны задней кромки, выполнено, по меньшей мере, одно вспомогательное отверстие для охлаждения, сообщающееся по текучей среде с кольцевым охлаждающим каналом.According to an embodiment of the present invention, the trailing edge protrusion is connected to the trailing edge side wall so as to leave an auxiliary radial clearance between the trailing edge side wall and the platform and form a trailing edge side protrusion surface. located on the side of the trailing edge, while on that surface of the protrusion located on the side of the trailing edge, which is located on the side of the trailing edge, at least one auxiliary cooling hole is made, which is in fluid communication with the annular cooling channel.
Наличие, по меньшей мере, вспомогательного отверстия для охлаждения в выступе, расположенном со стороны задней кромки, обеспечивает улучшение теплового состояния верхней части полости между узлами, расположенной со стороны задней кромки.The presence of at least an auxiliary cooling hole in the protrusion located on the trailing edge side improves the thermal state of the upper part of the cavity between the nodes located on the trailing edge side.
Согласно варианту осуществления настоящего изобретения стенка, расположенная со стороны задней кромки, выполнена с кольцевой радиальной поверхностью, расположенной со стороны задней кромки, и с кольцевой аксиальной поверхностью, расположенной со стороны задней кромки, при этом стенка, расположенная со стороны задней кромки, содержит вспомогательный направляющий выступ, выступающий в радиальном направлении от кольцевой аксиальной поверхности, расположенной со стороны задней кромки, и расположенный в аксиальном направлении напротив данного, по меньшей мере, одного вспомогательного отверстия для охлаждения. Благодаря наличию вспомогательного направляющего выступа, расположенного напротив вспомогательного отверстия для охлаждения, некоторая часть горячего газа может быть всосана в зону, содержащую вспомогательный радиальный зазор, из основного потока горячего газа. В действительности эта зона охлаждается в достаточной степени посредством охлаждающего воздуха, поступающего из вспомогательных отверстий для охлаждения. Кроме того, вспомогательный направляющий выступ отклоняет поток горячего газа, горячего газа, всасываемого снаружи зоны, содержащей вспомогательный радиальный зазор.According to an embodiment of the present invention, the wall located on the trailing edge side is made with an annular radial surface located on the trailing edge side and an annular axial surface located on the trailing edge side, while the wall located on the trailing edge side contains an auxiliary guide a protrusion protruding in the radial direction from the annular axial surface located on the side of the trailing edge, and located in the axial direction opposite this at least one auxiliary cooling hole. Due to the presence of an auxiliary guide protrusion located opposite the auxiliary cooling hole, some of the hot gas can be sucked into the zone containing the auxiliary radial gap from the main stream of hot gas. In fact, this area is sufficiently cooled by the cooling air coming from the auxiliary cooling holes. In addition, the auxiliary guide lip deflects the flow of hot gas, hot gas sucked from outside the zone containing the auxiliary radial clearance.
Следовательно, всасываемый горячий газ подвергается выдуванию посредством отверстия для охлаждения и после этого выдувается посредством вспомогательного направляющего выступа.Therefore, the sucked-in hot gas is blown out through the cooling hole and then blown out through the auxiliary guide.
Задача настоящего изобретения также состоит в том, чтобы предложить газовую турбину, которая является надежной и в которой расход уплотняющего воздуха уменьшен. В соответствии с указанными задачами настоящее изобретение относится к газовой турбине по пункту 15 формулы изобретения.It is also an object of the present invention to provide a gas turbine which is reliable and in which the sealing air flow is reduced. In accordance with these objectives, the present invention relates to a gas turbine according to
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙBRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS
Настоящее изобретение будет описано далее со ссылкой на сопровождающие чертежи, которые иллюстрируют некоторые неограничивающие варианты осуществления и на которых:The present invention will be described below with reference to the accompanying drawings, which illustrate some non-limiting embodiments and in which:
фиг.1 - схематическое фронтальное сечение газотурбинной электросиловой установки согласно настоящему изобретению с компонентами, удаленными для ясности;1 is a schematic frontal section of a gas turbine electric power plant according to the present invention with components removed for clarity;
фиг.2 - схематическое фронтальное сечение первого фрагмента с фиг.1 с компонентами, удаленными для ясности;figure 2 is a schematic frontal section of the first fragment from figure 1 with components removed for clarity;
фиг.3 - схематический вид в перспективе второго фрагмента с фиг.1 с компонентами, показанными в сечении, и компонентами, удаленным для ясности;Fig. 3 is a schematic perspective view of the second fragment of Fig. 1 with components shown in section and components removed for clarity;
фиг.4 - схематическое боковое сечение третьего фрагмента с фиг.1 с компонентами, удаленными для ясности;Fig. 4 is a schematic side section of the third fragment of Fig. 1 with components removed for clarity;
фиг.5 - схематический вид сверху третьего фрагмента с фиг.4 с компонентами, показанными в сечении, и компонентами, удаленным для ясности;Fig. 5 is a schematic plan view of the third fragment of Fig. 4 with components shown in section and components removed for clarity;
фиг.6 - схематическое боковое сечение фрагмента с фиг.4 с компонентами, удаленными для ясности, в соответствии с первым вариантом настоящего изобретения;Fig. 6 is a schematic side section of a fragment of Fig. 4 with components removed for clarity, in accordance with a first embodiment of the present invention;
фиг.7 - схематическое боковое сечение фрагмента с фиг.4 с компонентами, удаленными для ясности, в соответствии со вторым вариантом настоящего изобретения;Fig. 7 is a schematic side section of a fragment of Fig. 4 with components removed for clarity, in accordance with a second embodiment of the present invention;
фиг.8 - схематическое боковое сечение фрагмента с фиг.4 с компонентами, удаленными для ясности, в соответствии с третьим вариантом настоящего изобретения.Fig. 8 is a schematic side section of a fragment of Fig. 4 with components removed for clarity, in accordance with a third embodiment of the present invention.
ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ИЛЛЮСТРАТИВНЫХ ВАРИАНТОВ ОСУЩЕСТВЛЕНИЯDETAILED DESCRIPTION OF ILLUSTRATIVE EMBODIMENTS
На фиг.1 ссылочной позицией 1 обозначена газотурбинная электросиловая установка (схематически показанная на фиг.1).In FIG. 1,
Установка 1 содержит компрессор 3, камеру 4 сгорания, газовую турбину 5 и генератор (для простоты не показанный на приложенных фигурах).
Компрессор 3, турбина 5 и генератор (непоказанный) смонтированы на одном и том же валу для образования ротора 8, который размещен в кожухах 9 статора и проходит вдоль оси А.
Более подробно, ротор 8 содержит передний вал 10, множество роторных узлов 11 и задний вал 13.In more detail, the
Каждый роторный узел 11 содержит диск 15 ротора и множество лопаток 16 ротора, соединенных с диском 15 ротора и расположенных радиально.Each
Множество дисков 15 ротора расположены последовательно между передним валом 10 и задним валом 13 и предпочтительно зажаты в виде пакета посредством центрального стягивающего стержня 14. В качестве альтернативы диски ротора могут быть приварены друг к другу.A plurality of
Центральный вал 17 отделяет диски 15 ротора компрессора 3 от дисков 15 ротора турбины 5 и проходит через камеру 4 сгорания.The
Кроме того, статорные узлы 22 чередуются с роторными узлами 11 компрессора.In addition, the
Каждый статорный узел 22 содержит статорное кольцо 24 и множество лопаток 25 статора, которые расположены радиально и присоединены к статорному кольцу 24 и к соответствующему кожуху 9 статора.Each
На фиг.2 показан увеличенный вид статорного узла 22 между двумя роторными узлами 11 в турбине 5.Figure 2 shows an enlarged view of the
Стрелка D показывает направление потока горячего газа, проходящего в турбине 5.Arrow D shows the direction of hot gas flow through
Между роторными узлами 11 и статорным узлом 22 расположены полости 27, находящиеся между узлами.Between the
В частности, каждый статорный узел 22 определяет границу полости 27а между узлами, расположенной со стороны передней кромки, и полости 27b между узлами, расположенной со стороны задней кромки, при этом полость 27а между узлами, расположенная со стороны передней кромки, расположена перед полостью 27b между узлами, расположенной со стороны задней кромки, вдоль направления D потока горячего газа.In particular, each
Как показано на фиг.3, статорное кольцо 24 (только часть которого видна на фиг.3) проходит вокруг продольной оси А и содержит внутреннюю краевую часть 28 и наружную краевую часть 29, которая выполнена с кольцевым пазом 30.As shown in figure 3, the stator ring 24 (only part of which is visible in figure 3) extends around the longitudinal axis A and contains the
Множество лопаток 25 статора присоединены рядом друг с другом к наружной краевой части 29 статорного кольца 24 так, чтобы закрыть кольцевой паз 30 и образовать кольцевой охлаждающий канал 32.A plurality of
В кольцевой охлаждающий канал 32 подается воздух, предпочтительно поступающий из компрессора 3.The
Кольцевой паз 30 определяет границы стенки 34, расположенной со стороны передней кромки, и стенки 35, расположенной со стороны задней кромки. Стенка 34, расположенная со стороны передней кромки, находится перед стенкой 35, расположенной со стороны задней кромки, вдоль направления D потока горячего газа.The
Стенка 34, расположенная со стороны передней кромки, предпочтительно выполнена с множеством отверстий 36 для охлаждения, сообщающихся по текучей среде с кольцевым охлаждающим каналом 32.The leading
Отверстия 36 для охлаждения предпочтительно расположены вблизи внутренней краевой части 28.
В неограничивающем примере, раскрытом и проиллюстрированном в данном документе, отверстия 36 для охлаждения выровнены в направлении вдоль окружности и распределены равномерно.In the non-limiting example disclosed and illustrated herein, the cooling holes 36 are aligned in the circumferential direction and evenly distributed.
Согласно непроиллюстрированному варианту стенка, расположенная со стороны задней кромки, также выполнена с отверстиями для охлаждения, сообщающимися по текучей среде с кольцевым охлаждающим каналом.In a non-illustrated embodiment, the trailing edge side wall is also provided with cooling holes in fluid communication with the annular cooling channel.
Каждая лопатка 25 статора содержит перо 38, наружный бандажный элемент 39 и внутренний бандажный элемент 40, присоединенный к статорному кольцу 24.Each
Перо 38 выполнено с каналом 41а для охлаждающего воздуха, подаваемого посредством специально выполненного отверстия 41b в наружном бандажном элементе 39.
Наружный бандажный элемент 39 присоединен к соответствующему кожуху 9 статора.The
Внутренний бандажный элемент 40 содержит платформу 42 и выступ 43, расположенный со стороны передней кромки, и выступ 44, расположенный со стороны задней кромки, проходящие в радиальном направлении внутрь от платформы 42. Выступ 43, расположенный со стороны передней кромки, расположен перед выступом 44, расположенным со стороны задней кромки, вдоль направления D потока горячего газа.The
Выступ 43, расположенный со стороны передней кромки, соединен со стенкой 34, расположенной со стороны передней кромки, в то время как выступ 44, расположенный со стороны задней кромки, соединен со стенкой 35, расположенной со стороны задней кромки. В неограничивающем примере, раскрытом и проиллюстрированном в данном документе, выступ 43, расположенный со стороны передней кромки, входит в соответствующее кольцеобразное гнездо 46 стенки 34, расположенной со стороны передней кромки, в то время как выступ 44, расположенный со стороны задней кромки, входит в соответствующее кольцеобразное гнездо 47 стенки 35, расположенной со стороны задней кромки.The
В частности, выступ 43, расположенный со стороны передней кромки, соединен со стенкой 34, расположенной со стороны передней кромки, так, чтобы оставить основной радиальный зазор 48 между стенкой 34, расположенной со стороны передней кромки, и платформой 42 и образовать расположенную со стороны передней кромки поверхность 50 выступа 43, расположенного со стороны передней кромки, при этом поверхность 50 обращена к указанному основному радиальному зазору 48.In particular, the
Выступ 44, расположенный со стороны задней кромки, также предпочтительно соединен со стенкой 35, расположенной со стороны задней кромки, так, чтобы оставить вспомогательный радиальный зазор 52 между стенкой 35, расположенной со стороны задней кромки, и платформой 42 и образовать расположенную со стороны задней кромки поверхность 53 выступа 44, расположенного со стороны задней кромки, при этом поверхность 53 обращена к указанному вспомогательному радиальному зазор 52.The trailing
На той поверхности 50 выступа 43, расположенного со стороны передней кромки, которая расположена со стороны передней кромки, выполнено, по меньшей мере, одно основное отверстие 55 для охлаждения, сообщающееся по текучей среде с кольцевым охлаждающим каналом 32.On that
На той поверхности 50 выступа 43, расположенного со стороны передней кромки, которая расположена со стороны передней кромки, предпочтительно выполнено множество основных отверстий 55 для охлаждения, выровненных в направлении вдоль окружности.On that
В неограничивающем примере, раскрытом и проиллюстрированном в данном документе, основные отверстия 55 для охлаждения распределены равномерно.In the non-limiting example disclosed and illustrated herein, the main cooling holes 55 are uniformly distributed.
Как показано на фиг.4, каждое основное отверстие 55 для охлаждения проходит вдоль оси О, которая соответствует основной протяженности.As shown in FIG. 4, each
В продольной аксиальной плоскости, которая задана продольной осью и радиальным направлением, ортогональным к продольной оси и пересекающим ось, соответствующую основной протяженности, угол α образован проекцией оси Ор, которая соответствует основной протяженности, на продольной аксиальной плоскости A-R и радиальным направлением R. Угол α наклона основных отверстий 55 для охлаждения предпочтительно находится в диапазоне от 80° до 135°.In the longitudinal axial plane, which is defined by the longitudinal axis and the radial direction orthogonal to the longitudinal axis and intersecting the axis corresponding to the main extent, the angle α is formed by the projection of the axis O p , which corresponds to the main extent, on the longitudinal axial plane AR and the radial direction R. Angle α the inclination of the main cooling holes 55 is preferably in the range of 80° to 135°.
Как показано на фиг.5, в плоскости, в которой лежит окружность и которая задана продольной осью А и направлением С вдоль окружности, которое ортогонально к продольной оси А и ортогонально к радиальному направлению R (ортогональному, в свою очередь, к продольной оси А), угол образован проекцией оси ОР, которая соответствует основной протяженности, на плоскости А-С, в которой лежит окружность, и аксиальным направлением А. Угол θ предпочтительно находится в диапазоне от 100° до 200°.As shown in figure 5, in the plane in which the circle lies and which is given by the longitudinal axis A and the direction C along the circle, which is orthogonal to the longitudinal axis A and orthogonal to the radial direction R (orthogonal, in turn, to the longitudinal axis A) , the angle is formed by the projection of the axis O P , which corresponds to the main extent, on the plane AC, in which the circle lies, and the axial direction A. The angle θ is preferably in the range from 100° to 200°.
Основные отверстия 55 для охлаждения предпочтительно имеют разные углы α и/или разные углы θ.The main cooling holes 55 preferably have different angles α and/or different angles θ.
Согласно варианту основные отверстия для охлаждения могут быть по существу идентичными друг другу.According to a variant, the main cooling holes may be substantially identical to each other.
Как показано на фиг.3 и 4, стенка 34, расположенная со стороны передней кромки, выполнена с кольцевой радиальной поверхностью 56, расположенной со стороны передней кромки, и с кольцевой аксиальной поверхностью 57, расположенной со стороны передней кромки.As shown in FIGS. 3 and 4, the
Стенка 34, расположенная со стороны передней кромки, содержит основной направляющий выступ 59, выступающий в радиальном направлении от кольцевой аксиальной поверхности 57, расположенной со стороны передней кромки, и расположенный в аксиальном направлении напротив данного, по меньшей мере, одного основного отверстия 55 для охлаждения.The
Высота w основного направляющего выступа 59 в радиальном направлении находится в диапазоне от 1% до 60% от базового расстояния RF по радиусу, определяемого расстоянием по радиусу между наружной аксиальной поверхностью 58 платформы 42 и кольцевой аксиальной поверхностью 57, расположенной со стороны передней кромки.The height w of the
В неограничивающем примере, раскрытом и проиллюстрированном в данном документе, основной направляющий выступ 59 имеет внутреннюю поверхность 60, обращенную к данному, по меньшей мере, одному основному отверстию 55 для охлаждения, и наружную поверхность 61, противоположную внутренней поверхности 60.In a non-limiting example disclosed and illustrated herein, the
Основной направляющий выступ 59 предпочтительно выступает в радиальном направлении от кольцевой аксиальной поверхности 57, расположенной со стороны передней кромки, так, что наружная поверхность 61 является продолжением кольцевой радиальной поверхности 56, расположенной со стороны передней кромки.The
В неограничивающем примере, проиллюстрированном в данном документе, основной направляющий выступ 59 имеет, по меньшей мере, одно соединение 63, предпочтительно скругленное, соединяющее основной направляющий выступ 59 с кольцевой аксиальной поверхностью 57, расположенной со стороны передней кромки. Скругленное соединение 63 предпочтительно является вогнутым.In the non-limiting example illustrated herein, the
Согласно непроиллюстрированному варианту соединение не является скругленным и имеет треугольное сечение вдоль продольной аксиальной плоскости.In an unillustrated embodiment, the joint is not rounded and has a triangular cross section along the longitudinal axial plane.
В неограничивающем примере, раскрытом и проиллюстрированном в данном документе, основной направляющий выступ 59 образован как одно целое со статорным кольцом 24.In the non-limiting example disclosed and illustrated herein, the
Согласно непроиллюстрированному варианту основной направляющий выступ и статорное кольцо представляют собой отдельные элементы, соединенные вместе. Таким образом, каждый элемент может быть заменен в случае необходимости. Кроме того, основной направляющий выступ может быть выполнен из материала, отличающегося от материала статорного кольца. Основной направляющий выступ может быть выполнен, например, из материала, имеющего более высокие термомеханические характеристики по отношению к материалу статорного кольца. В альтернативном варианте основной направляющий выступ и статорное кольцо могут представлять собой отдельные элементы, изготовленные из одного и того же материала.In an unillustrated embodiment, the main guide lip and the cam ring are separate elements connected together. Thus, each element can be replaced if necessary. In addition, the main guide lip may be made of a material different from that of the stator ring. The main guide protrusion can be made, for example, from a material having higher thermomechanical characteristics in relation to the material of the stator ring. Alternatively, the main guide lip and the cam ring may be separate elements made from the same material.
Согласно дополнительному непроиллюстрированному варианту статорное кольцо может быть покрыто особым материалом для улучшения его термомеханической стойкости.In a further non-illustrated embodiment, the cam ring may be coated with a special material to improve its thermomechanical resistance.
Как показано на фиг.4, расстояние S по радиусу между осью О, которая соответствует протяженности каждого основного отверстия 55 для охлаждения, и кольцевой аксиальной поверхностью 57, расположенной со стороны передней кромки, находится в диапазоне от 1% до 40% от базового расстояния RF по радиусу, определяемого расстоянием по радиусу между наружной аксиальной поверхностью 58 платформы 42 и кольцевой аксиальной поверхностью 57, расположенной со стороны передней кромки. Тем не менее, следует учитывать, что расстояние S по радиусу, очевидно, должно иметь величину, которая позволяет выполнить перфорационные отверстия на поверхности 50, расположенной со стороны передней кромки.As shown in FIG. 4, the radial distance S between the axis O, which corresponds to the length of each
Расстояние h по радиусу между нижней точкой выходной части каждого основного отверстия 55 для охлаждения и кольцевой аксиальной поверхностью 57, расположенной со стороны передней кромки, находится в диапазоне от 0% до 20% от базового расстояния RF по радиусу, определяемого расстоянием по радиусу между наружной аксиальной поверхностью 58 платформы 42 и кольцевой аксиальной поверхностью 57, расположенной со стороны передней кромки.The radial distance h between the lower point of the outlet of each
Под выражением «нижняя точка выходной части каждого основного отверстия для охлаждения» подразумевается точка, находящаяся на минимальном расстоянии по радиусу от продольной оси, в выходной части основного отверстия 55 для охлаждения, при этом выходная часть представляет собой конец основного отверстия 55 для охлаждения, обращенный к основному направляющему выступу 59.The expression "bottom point of the outlet of each main cooling hole" means the point located at a minimum radial distance from the longitudinal axis, in the outlet of the
На фиг.6 проиллюстрирован вариант настоящего изобретения, в котором основной направляющий выступ 59 содержит, по меньшей мере, одно ребро 65, выступающее в аксиальном направлении от наружной поверхности 61.Figure 6 illustrates an embodiment of the present invention in which the
На фиг.7 проиллюстрирован другой вариант настоящего изобретения, в котором основной направляющий выступ 59 содержит, по меньшей мере, одно ребро 65, выступающее от наружной поверхности 61 в направлении, которое образует в радиальной плоскости A-R, которая задана продольной осью А и радиальным направлением R, ортогональным к продольной оси А, угол β относительно аксиального направления. Угол β предпочтительно составляет менее 90°.Figure 7 illustrates another embodiment of the present invention in which the
На фиг.8 проиллюстрирован еще один вариант настоящего изобретения, в котором на той поверхности 53 выступа 44, расположенного со стороны задней кромки, которая расположена со стороны задней кромки, выполнено, по меньшей мере, одно вспомогательное отверстие 68 для охлаждения, сообщающееся по текучей среде с кольцевым охлаждающим каналом 32.Figure 8 illustrates another embodiment of the present invention, in which on that
На той поверхности 53 выступа 44, расположенного со стороны задней кромки, которая расположена со стороны задней кромки, предпочтительно выполнено множество вспомогательных отверстий 68 для охлаждения, выровненных в направлении вдоль окружности.The
В неограничивающем примере, раскрытом и проиллюстрированном в данном документе, вспомогательные отверстия 68 для охлаждения распределены равномерно.In a non-limiting example disclosed and illustrated herein, auxiliary cooling holes 68 are uniformly distributed.
Согласно неограничивающему варианту осуществления, раскрытому и проиллюстрированному в данном документе, вспомогательные отверстия 68 для охлаждения имеют проходное сечение, которое меньше проходного сечения основных отверстий 55 для охлаждения.According to a non-limiting embodiment disclosed and illustrated herein, the secondary cooling holes 68 have a flow area that is smaller than the flow area of the main cooling holes 55.
Стенка 35, расположенная со стороны задней кромки, также выполнена с кольцевой радиальной поверхностью 70, расположенной со стороны задней кромки, и с кольцевой аксиальной поверхностью 71, расположенной со стороны задней кромки.The
Стенка 35, расположенная со стороны задней кромки, содержит вспомогательный направляющий выступ 73, выступающий в радиальном направлении от кольцевой аксиальной поверхности 71, расположенной со стороны задней кромки, и расположенный в аксиальном направлении напротив данного, по меньшей мере, одного вспомогательного отверстия 68 для охлаждения.The
В неограничивающем примере, раскрытом и проиллюстрированном в данном документе, вспомогательный направляющий выступ 73 имеет внутреннюю поверхность 75, обращенную к данному, по меньшей мере, одному вспомогательному отверстию 68 для охлаждения, и наружную поверхность 76, противоположную внутренней поверхности 75.In a non-limiting example disclosed and illustrated herein, the
Вспомогательный направляющий выступ 73 предпочтительно выступает в радиальном направлении от кольцевой аксиальной поверхности 73, расположенной со стороны задней кромки, так, что наружная поверхность 76 является продолжением кольцевой радиальной поверхности 70, расположенной со стороны задней кромки.The
В неограничивающем примере, проиллюстрированном в данном документе, вспомогательный направляющий выступ 73 имеет, по меньшей мере, одно скругленное соединение 78 с кольцевой аксиальной поверхностью 71, расположенной со стороны задней кромки. Скругленное соединение 78 предпочтительно является вогнутым.In the non-limiting example illustrated herein, the
В неограничивающем примере, раскрытом и проиллюстрированном в данном документе, вспомогательный направляющий выступ 73 выполнен как одно целое со статорным кольцом 24.In a non-limiting example disclosed and illustrated herein, the
Согласно непроиллюстрированному варианту вспомогательный направляющий выступ и статорное кольцо представляют собой отдельные элементы, соединенные вместе.In an unillustrated embodiment, the secondary guide and the cam ring are separate elements connected together.
Согласно непроиллюстрированному варианту вспомогательный направляющий выступ содержит, по меньшей мере, одно ребро, выступающее в аксиальном направлении от наружной поверхности 76.In an unillustrated embodiment, the secondary guide protrusion includes at least one rib extending axially from the
Согласно непроиллюстрированному варианту вспомогательный направляющий выступ содержит, по меньшей мере, одно ребро, выступающее от наружной поверхности 76 в направлении, которое образует в радиальной плоскости A-R, которая задана продольной осью А и радиальным направлением R, ортогональным к продольной оси А, угол относительно аксиального направления, который предпочтительно составляет менее 90°.According to an unillustrated embodiment, the secondary guide protrusion comprises at least one rib projecting from the
В завершение следует отметить, что очевидно, что могут быть выполнены модификации и варианты статорного узла и газовой турбины, описанных в данном документе, без отхода от объема настоящего изобретения, определяемого в приложенной формуле изобретения.In conclusion, it should be noted that it is obvious that modifications and variations of the stator assembly and gas turbine described herein can be made without departing from the scope of the present invention, as defined in the appended claims.
Claims (22)
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| EP18425095.9A EP3663522B1 (en) | 2018-12-07 | 2018-12-07 | Stator assembly for a gas turbine and gas turbine comprising said stator assembly |
| EP18425095.9 | 2018-12-07 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2019139258A RU2019139258A (en) | 2021-06-03 |
| RU2795241C2 true RU2795241C2 (en) | 2023-05-02 |
Family
ID=
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5488825A (en) * | 1994-10-31 | 1996-02-06 | Westinghouse Electric Corporation | Gas turbine vane with enhanced cooling |
| EP0864728A2 (en) * | 1997-03-11 | 1998-09-16 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Blade cooling air supplying system for gas turbine |
| RU2153585C1 (en) * | 1997-11-27 | 2000-07-27 | Сосьете Насьональ Д'Этюд э де Констрюксьон де Мотер Д'Авиасьон "СНЕКМА" | Blade of turbine guide assembly with cooling system |
| RU2439348C1 (en) * | 2010-05-05 | 2012-01-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Gas turbine engine |
| WO2015104695A1 (en) * | 2014-01-13 | 2015-07-16 | Ansaldo Energia S.P.A. | Blade for a gas turbine and method for manufacturing said blade |
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5488825A (en) * | 1994-10-31 | 1996-02-06 | Westinghouse Electric Corporation | Gas turbine vane with enhanced cooling |
| EP0864728A2 (en) * | 1997-03-11 | 1998-09-16 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Blade cooling air supplying system for gas turbine |
| RU2153585C1 (en) * | 1997-11-27 | 2000-07-27 | Сосьете Насьональ Д'Этюд э де Констрюксьон де Мотер Д'Авиасьон "СНЕКМА" | Blade of turbine guide assembly with cooling system |
| RU2439348C1 (en) * | 2010-05-05 | 2012-01-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Gas turbine engine |
| WO2015104695A1 (en) * | 2014-01-13 | 2015-07-16 | Ansaldo Energia S.P.A. | Blade for a gas turbine and method for manufacturing said blade |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP6209609B2 (en) | Moving blade | |
| US6086328A (en) | Tapered tip turbine blade | |
| CA2552214C (en) | Blades for a gas turbine engine with integrated sealing plate and method | |
| CN101943032B (en) | Relate to turbogenerator and for the system of the sealed department of turbogenerator and device | |
| JP6739934B2 (en) | Gas turbine seals | |
| US8118548B2 (en) | Shroud for a turbomachine | |
| CN205744003U (en) | Combustion gas turbine | |
| ES2897722T3 (en) | Turbine mounting for impact cooling and mounting method | |
| JP2012097740A (en) | Apparatus and method for cooling platform region of turbine rotor blade | |
| US7059821B2 (en) | Method and apparatus to facilitate sealing within turbines | |
| US20130094945A1 (en) | Seal structure, turbine machine having the same, and power generating plant equipped with the same | |
| JP2015086872A (en) | Microchannel exhaust for cooling and/or purging gas turbine segment gaps | |
| JP4516473B2 (en) | Stationary ring assembly for gas turbine | |
| US8246297B2 (en) | Shroud segment cooling configuration | |
| US11891920B2 (en) | Turbine stator vane and gas turbine | |
| JP6512573B2 (en) | Seal member | |
| US20090274552A1 (en) | Turbo machine and gas turbine | |
| US11834994B2 (en) | Turbine vane and gas turbine comprising same | |
| JP2021050688A (en) | Turbine blade | |
| RU2795241C2 (en) | Stator assembly for a gas turbine and a gas turbine containing such stator assembly | |
| CN110431286B (en) | Tip balancing slit for a turbomachine | |
| US9765629B2 (en) | Method and cooling system for cooling blades of at least one blade row in a rotary flow machine | |
| RU2650226C2 (en) | Device for cooling the tail side of the flange of turbomachine shelf element | |
| US20180363466A1 (en) | Turbine engine component with deflector | |
| CN111287803B (en) | Stator assembly for a gas turbine and gas turbine comprising said stator assembly |