Настоящее изобретение относится к системе подачи охлаждающего воздуха в газовую турбину.
Как известно, газовые турбины - это машины, которые состоят из компрессора и турбины с одной или несколькими ступенями, причем эти составные части соединены друг с другом вращающимся валом, а между компрессором и турбиной расположена камера сгорания.
Воздух, получаемый из внешней среды, подается в компрессор для его сжатия.
Внутрь камеры сгорания вводится топливо, которое воспламеняют посредством соответствующих свечей зажигания для возникновения горения, которое предназначено для повышения температуры и давления и, таким образом, энтальпии газа.
Затем высокотемпературный газ, находящийся под высоким давлением, по соответствующим трубам достигает различных ступеней турбины, которая преобразует энтальпию газа в механическую энергию, доступную для пользователя.
В области технологии газовых турбин фактически предпринимались большие усилия по улучшению термодинамического к.п.д. системы, например, изготовлением газовых турбин, которые работают при все более высоких температурах.
В этой связи для того, чтобы турбины могли работать при этих более высоких температурах газов, которые могут быть даже выше температур, которые обычно могут выдерживать материалы внутренних частей машины, предпринимались большие усилия по разработке эффективных способов охлаждения материалов внутренних частей газовых турбин.
В частности, известно, что имеются части газовой турбины в контуре горячего газа, как например, сопла турбины и лопатки ротора, которые подвергаются воздействию очень высоких температур и нуждаются в значительных количествах охлаждающего воздуха.
Как также известно, часто используют полый ротор турбины для подачи потока воздуха, который необходим для охлаждения лопаток.
Воздух, который поступает от нагнетательной стороны компрессора, радиально вводится внутрь ротора.
Затем воздух центробежно проходит по контуру ротора для того, чтобы затем подниматься по внутренней части контура, пока не достигнет лопаток.
Трудность в конструировании этих систем связана, главным образом, с местом нахождения поверхности раздела между вращающимся валом и статором, куда поступает воздух, и с частью контура ротора, в которой осуществляется центростремительное движение охлаждающего воздуха.
Эта система связана с различными существенными проблемами, первой из которых является нагрев из-за трения воздуха, поступающего от нагнетательной стороны компрессора.
Вторая проблема, известная из уровня техники, связана, в частности, с потерей давления при подаче воздуха от системы статора к системе ротора.
Третья проблема связана с утечкой воздуха, которая увеличивает потери в к.п.д., и утечкой воздуха, которая уменьшает поток охлаждающего воздуха к лопаткам.
Наконец, возникают нежелательные акустические эффекты (которые так же известны, как вихревой свист), вызываемые вихревым движением воздуха внутри ротора.
В отношении состояния уровня техники можно отметить, что первая и вторая проблемы решаются посредством использования радиального статорного распределителя (ускорителя), который, используя энергию воздуха, нагнетаемого компрессором, ускоряет воздух для того, чтобы его скорость соответствовала окружной скорости ротора в месте, предварительно выбранном для введения воздуха.
Это расширение вызывает понижение общей температуры относительно ротора и, таким образом, позволяет также уменьшить скорость потока, которая необходима для охлаждения лопаток, с получением очевидных преимуществ в отношении к.п.д. термодинамического цикла.
Кроме того, приспособление окружной скорости воздуха к окружной скорости ротора сводит к минимуму общие потери давления, вызываемые подачей потока охлаждающего воздуха внутрь ротора (решение этой проблемы описано в патенте США 4541774).
Таким образом, создается кольцевой канал вокруг части ротора, в которой предусмотрены радиальные вводные отверстия для охлаждающего воздуха и которая находится при температуре и давлении, которые ниже температуры и давления на нагнетательной стороне компрессора.
Предлагается система с двойным уплотнением для предотвращения всасывания воздуха от нагнетательной стороны компрессора в этот кольцевой подающий канал.
Действительно, два уплотнения служат цели создания дополнительной камеры низкого давления, которая сообщается с передним пространством ротора в 1-й ступени турбины газовой генераторной установки, т.е. по направлению потока после сопел 1-й ступени газовой генераторной установки.
Посредством этого осуществляется также продувка пространства ротора воздухом, который утекает из двух уплотнений.
Третье уплотнение отделяет канал от области низкого давления, т.е. той, которая находится около опоры №2 газовой генераторной установки, или той, которая по направлению потока находится после сопел первой ступени газовой генераторной установки, и должно ограничивать утечки, влияющие на к.п.д.
В уплотнительной системе используется смешанная компоновка из лабиринтных уплотнений в сочетании с щеточными уплотнениями, которые повышают эффективность контролирования утечек.
Наконец, радиальные отверстия, выполненные в роторе, предназначены для наложения усиленного завихрения на центростремительное движение воздуха и проходят на соответствующий радиус, обеспечивающий предотвращение образования вихревого свистка внутри полостей ротора (дезавихритель с радиальными отверстиями).
Таким образом, задачей настоящего изобретения является создание системы подачи охлаждающего воздуха в газовую турбину, которая действует таким образом, что удовлетворяет вышеописанным требованиям.
Другой задачей изобретения является создание системы подачи охлаждающего воздуха в газовую турбину, которая может предотвратить нагрев вследствие трения воздуха, поступающего от нагнетательной стороны компрессора.
Другой задачей изобретения является создание системы подачи охлаждающего воздуха в турбину, которая предотвращает потери давления, вызываемые подачей воздуха от системы статора к системе ротора.
Еще одной задачей изобретения является создание системы подачи охлаждающего воздуха в газовую турбину, которая делает возможным уменьшение, по возможности, утечек воздуха, увеличивающих потери в к.п.д., и утечек воздуха, которые уменьшают поток охлаждающего воздуха к лопаткам.
Дополнительная задача изобретения состоит в создании системы подачи охлаждающего воздуха в газовую турбину, которая может предотвратить возникновение нежелательных акустических эффектов при движении воздуха внутри ротора.
Эти и другие задачи согласно изобретению решаются посредством системы подачи охлаждающего воздуха в газовую турбину, в которой охлаждающий воздух от источника высокого давления поступает внутрь газовой турбины и перемещается в радиальные ускорители, которые вызывают тангенциальное ускорение воздуха в направлении окружного движения поверхности ротора, причем после ускорения указанного воздуха по существу до окружной скорости ротора он входит в радиальные отверстия и во время прохождения радиально через указанные радиальные отверстия испытывает уменьшение величины тангенциального движения посредством закона усиленного завихрения, а затем охлаждающий воздух выпускается в полый ротор при соответственно уменьшенном радиусе выхода.
В частности, ряд лабиринтных уплотнений в сочетании с щеточными уплотнениями отделяет камеру для подачи воздуха в радиальные отверстия от среды низкого давления газовой турбины.
Кроме того, после ускорения охлаждающего воздуха до окружной скорости ротора он входит в радиальные отверстия с минимальными потерями общего давления и при пониженной относительной общей температуре.
Дополнительные отличительные признаки настоящего изобретения определены в других пунктах формулы изобретения данной заявки.
Отличительные признаки и преимущества системы подачи охлаждающего воздуха в газовую турбину согласно настоящему изобретению станут очевиднее из нижеследующего описания типичного варианта осуществления изобретения, приведенного в качестве неисключительного примера со ссылкой на сопровождающие схематические чертежи, на которых:
фиг.1 показывает схематический вид в разрезе системы подачи охлаждающего воздуха в газовую турбину согласно настоящему изобретению, и
фиг.2 подробно показывает в разрезе место ввода воздуха в ротор согласно настоящему изобретению.
Теперь с особой ссылкой на вышеупомянутые фигуры описывается конструкция и принцип действия системы согласно настоящему изобретению, которая в целом обозначена позицией 10.
Охлаждающий воздух от источника высокого давления поступает в турбинный двигатель.
В данном случае охлаждающий воздух поступает от внутренней поверхности нагнетательного диффузора 11 осевого компрессора газовой турбины.
Отсюда охлаждающий воздух проходит в радиальные ускорители 12, которые вызывают тангенциальное ускорение воздуха в том же самом направлении, как и направление окружного движения противоположной поверхности ротора.
После ускорения воздуха до окружной скорости ротора он входит в радиальные отверстия 13 с минимальными потерями общего давления и при пониженной относительной общей температуре.
Во время прохождения охлаждающего воздуха радиально через радиальные отверстия 13 величина тангенциального движения охлаждающего воздуха уменьшается посредством закона усиленного завихрения (иначе известного как дезавихритель с радиальными отверстиями).
Охлаждающий воздух выпускается в полый ротор при соответственно уменьшенном радиусе 14 выхода для того, чтобы предотвратить возможность вышеупомянутого возникновения вихревого свистка, связанного с высокой величиной маха у тангенциального выхода.
Лабиринтное уплотнение в сочетании с щеточным уплотнением 16 отделяет камеру для подачи воздуха в радиальные отверстия от среды низкого давления вокруг опоры №2, обозначенной позицией 15.
Благодаря использованию лабиринтного уплотнения в сочетании с щеточным уплотнением сводится к минимуму утечка, при этом для улучшения общего к.п.д. системы щеточное уплотнение по направлению потока расположено после лабиринтного уплотнения.
Лабиринтное уплотнение в сочетании с щеточным уплотнением 17 отделяет камеру для подачи воздуха к радиальным отверстиям 13 от камеры, которая сообщается с первым пространством 20 ротора, т.е. областью между диффузором компрессора (нагнетателя) и областью 20 непосредственно перед ротором турбины, посредством соответствующих каналов 18 и калиброванных отверстий 19.
Скорость утечки контролируется посредством использования лабиринтного уплотнения в сочетании с щеточным уплотнением, при этом для улучшения к.п.д. системы щеточное уплотнение по направлению потока расположено после лабиринтного уплотнения.
Эта утечка образует часть потока для продувки первого пространства 20 ротора.
Лабиринтное уплотнение в сочетании с щеточным уплотнением 21 отделяет нагнетательную сторону компрессора от камеры 22, которая сообщается с первым пространством ротора посредством соответствующих каналов 18 и калиброванных отверстий 19.
Представленное описание делает очевидными отличительные признаки и преимущества системы согласно настоящему изобретению, предназначенной для подачи охлаждающего воздуха в газовую турбину.
Теперь будут сделаны нижеследующие указания и замечания для того, чтобы яснее и точнее определить указанные преимущества.
Во-первых, система согласно изобретению является системой с двойным уплотнением и с промежуточной камерой, которая предотвращает смешивание потока вследствие утечки от осевого компрессора с потоком охлаждающего воздуха от ускорителей (преимущества для охлаждения лопаток) и делает возможным повторный впуск в канал потока вследствие утечки от нагнетательной стороны компрессора и потока от системы ускорителей, что фактически обеспечивает значительные выгоды в отношении к.п.д. термодинамического цикла.
Кроме того, она содержит простую дезавихрительную систему, получаемую посредством радиальных отверстий в валу компрессора, что, таким образом, исключает необходимость в дорогостоящих технологических операциях и сложных конструктивных решениях для изготовления профилированного дезавихрителя.
Наконец, система представляет собой уплотнительную систему с лабиринтными уплотнениями и щеточными уплотнениями, которые делают возможной высокую степень удерживания потока вследствие утечки, что фактически обеспечивает значительные выгоды в отношении термодинамического цикла.
Теоретические и экспериментальные результаты оказались настолько удовлетворительными, что эта система может быть использована для новых газовых турбин.
Наконец, очевидно, что в системе подачи охлаждающего воздуха в газовую турбину, которая является предметом настоящего изобретения, могут быть сделаны многочисленные изменения, не отступая от признаков новизны, свойственных сущности изобретения.
Кроме того, очевидно, что при практическом осуществлении изобретения могут быть в соответствии с потребностями использованы любые материалы, размеры и формы, которые могут быть заменены другими, технически равноценными материалами, размерами и формами.
Объем настоящего изобретения определен в прилагаемой формуле изобретения.
Система подачи охлаждающего воздуха в газовую турбину, в которой охлаждающий воздух от источника высокого давления поступает внутрь газовой турбины и перемещается в радиальные ускорители. Радиальные ускорители вызывают тангенциальное ускорение воздуха в направлении окружного движения поверхности ротора. После ускорения охлаждающего воздуха до окружной скорости ротора он входит в радиальные отверстия. Затем охлаждающий воздух выпускается в полый ротор при соответственно уменьшенном радиусе выхода. Система содержит лабиринтное уплотнение в сочетании с щеточным уплотнением для отделения камеры для подачи воздуха в радиальные отверстия от камеры, которая сообщается с передним пространством ротора в 1-й ступени турбины, посредством образования промежуточной камеры, которая предотвращает смешивание потока вследствие утечки от осевого компрессора с потоком охлаждающего воздуха от ускорителей. Лабиринтное уплотнение в сочетании с щеточным уплотнением приспособлено для отделения нагнетательной стороны компрессора от камеры, которая сообщается с передним пространством ротора, в 1-й ступени турбины. При этом щеточное уплотнение по направлению потока расположено после лабиринтного уплотнения. Изобретение направлено на повышение общего к.п.д. системы. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.
| US 4541774 А, 17.09.1985 | |||
| US 6030175 А, 29.02.1985 | |||
| US 6139019 А, 31.10.2000 | |||
| US 6045134 A, 04.04.2000 | |||
| US 6027121 A, 22.02.2000 | |||
| 0 |
|
SU164742A1 | |
