УСТРОЙСТВО ДЛЯ ОХЛАЖДЕНИЯ КОМПОНЕНТА ГАЗОВОЙ ТУРБИНЫ/ТУРБОМАШИНЫ ПОСРЕДСТВОМ ИНЖЕКЦИОННОГО ОХЛАЖДЕНИЯ Российский патент 2024 года по МПК F01D25/12 F01D5/18 

Изобретение относится к устройству для охлаждения компонента газовой турбины/турбомашины, содержащего поверхность, подвергающуюся воздействию горячего газа, и интегрированный канал охлаждения, внутри которого расположен элемент инжекционного охлаждения с по меньшей мере одним отверстием для инжекционного охлаждения.

Множество компонентов, таких как, например, лопатки, газовой турбины, подвергаются воздействию высоких температур газов сгорания из камеры сгорания. Кроме того, эффективность газовых турбин можно дополнительно повысить путем повышения температур сгорания, достигаемых в камере сгорания. Однако такое повышение температуры имеет ограничения из-за теплоемкости компонентов, подвергающихся воздействию горячих газов. Это относится, в частности, к лопаткам направляющих аппаратов и рабочим лопаткам ступени турбины, расположенной ниже по потоку от камеры сгорания, которые, к тому же, подвергаются большим механическим нагрузкам.

По этой причине требуются особые способы охлаждения, чтобы избежать отказов компонентов и не превышать температурные пределы, допустимые для данных типов материалов. Соответствующие компоненты и, в частности, их области, подверженные наиболее высоким тепловым нагрузкам, охлаждаются охлаждающим воздухом, отбираемым от компрессора известным способом. В известном уровне техники перья этих лопаток снабжены охлаждающими устройствами, в которые подается охлаждающий воздух. Охлаждение лопатки осуществляется путем забора части сжатого воздуха из компрессора и пропускания этого воздуха в часть турбины. После введения в часть турбины охлаждающий воздух протекает сквозь каналы, выполненные в перьях лопаток турбины.

В патентном документе DE102008003412A1 раскрыт более эффективный способ охлаждения законцовок лопаток турбины посредством локализованного, направленного инжекционного охлаждения с целью понижения температуры металла в областях законцовок лопаток, подверженных наиболее высоким нагрузкам.

Кроме того, в патентном документе EP1001135A2 раскрыт способ инжекционного охлаждения турбинных лопаток посредством разделительных стенок, проходящих в продольном направлении внутри полой турбинной лопатки, ограниченной двумя боковыми стенками, которые в каждом случае образуют с частью боковой стенки продолговатый подвод охлаждающего воздуха и распределительную камеру для охлаждающего воздуха, а также множество сообщающихся с ними камер для охлаждающего воздуха. Посредством таких инжекционных каналов для воздуха охлаждающий воздух, поступающий в камеры для охлаждающего воздуха, достигает примыкающих камер для инжекционного охлаждения воздухом для охлаждения изнутри внутренних поверхностей областей внешних стенок турбинных лопаток, подвергнутых высокой термической нагрузке, чтобы газовая турбина могла эффективно работать на предпочтительно высоких температурах сгорания без повреждения материала лопаток. В разделительной стенке инжекционные каналы для воздуха имеют прямолинейную форму, но расположены с углом наклона, обеспечивающим предпочтительный угол воздействия воздуха для инжекционного охлаждения на внутренние поверхности внешних стенок. Воздух, выходящий из камер для инжекционного охлаждения воздухом через воздушные каналы в боковых стенках лопатки турбины дополнительно создает изолирующий слой между материалом турбинной лопатки и горячим газом, что обеспечивает дополнительное снижение термического напряжения в турбинной лопатке.

Задача изобретения заключается в создании устройства для охлаждения компонента газовой турбины/турбомашины, обеспечивающего дополнительное повышение эффективности охлаждения.

Задача изобретения решается посредством совокупности признаков согласно пункту 1 формулы изобретения.

Согласно изобретению предлагается устройство для охлаждения компонента газовой турбины/турбомашины, содержащего внешнюю поверхность, подвергающуюся воздействию горячего газа, и интегрированный канал охлаждения. В канале охлаждения расположен элемент инжекционного охлаждения с по меньшей мере одним отверстием инжекционного охлаждения. Этот элемент инжекционного охлаждения расположен на расстоянии от подлежащей охлаждению целевой поверхности компонента, и для охлаждения компонента охлаждающая текучая среда в виде струи инжекционного охлаждения способна проходить через отверстие инжекционного охлаждения на целевую поверхность. Кроме того, на целевой поверхности выполнена поверхностная структура, подвергаемая воздействию струи инжекционного охлаждения.

Преимущество такой конструкции заключается в том, что микроструктура целевой поверхности, образованная посредством соответствующим образом сформированной поверхностной структуры, улучшает теплопередачу. Таким образом, может быть уменьшено потребление хладагента при сохранении охлаждающего эффекта, или улучшена производительность охлаждения при сохранении того же самого расхода хладагента. Таким образом, изобретение обеспечивает экономию охлаждающего воздуха и, соответственно, повышение эффективности охлаждения.

В преимущественном варианте осуществления изобретения поверхностная структура образована ребрами, расходящимися лучами в виде звезды и выступающими от целевой поверхности. Микроструктура целевой поверхности согласно изобретению содержит ребра, расположенные радиально по отношению к струе инжекционного охлаждения. Посредством этих соответствующим образом сформированных ребер используются многочисленные физические эффекты, обеспечивающие повышение теплопередачи. Во-первых, таким образом увеличивается площадь целевой поверхности и повышается плотность теплового потока за счет локального ускорения потока из-за соответствующего расположения ребер. Кроме того, экранируются снижающие теплопередачу поперечные потоки охлаждающего воздушного потока, и предотвращается разделение потоков.

В другом преимущественном варианте осуществления изобретения поверхностная структура образована посредством ребер, расходящихся лучами в виде звезды, выступающих от целевой поверхности и чередующихся в различной форме. В некоторых вариантах осуществления ребра, расположенные в несколько рядов на целевой поверхности, могут дополнительно улучшить характеристики потока и, следовательно, эффективность охлаждения, поскольку поверхностная структура может быть оптимально адаптирована к геометрии охлаждаемого компонента.

Предпочтительно, устройство для охлаждения компонента выполнено таким образом, что ребра поверхностной структуры проходят на расстоянии от центральной точки, расположенной напротив отверстия инжекционного охлаждения, радиально наружу. Это повышает охлаждающую эффективность струи инжекционного охлаждения, поскольку эта струя после удара о целевую поверхность проходит по поверхностной структуре, т.е. вдоль ребер.

В примере варианта осуществления изобретения ребра имеют каплевидную форму, сужающуюся в направлении наружу. Благодаря специально подобранной геометрии оптимизируются характеристики потока и эффективность охлаждения охлаждающего воздушного потока.

В еще одном предпочтительном варианте реализации ребра имеют прямолинейную, стержневидную форму. В частности, для поверхностной структуры с расположением ребер в несколько рядов предпочтительным является использование различных форм чередующихся ребер с целью оптимизации эффективности охлаждения охлаждающего воздушного потока.

В устройстве для охлаждения компонента газовой турбины/турбомашины согласно варианту осуществления изобретения ребра имеют различную длину и/или высоту, с которыми они проходят по целевой поверхности. Это, в свою очередь, положительно влияет на поток охлаждающего воздуха, что дополнительно повышает эффективность охлаждения.

Кроме того, предпочтительно, чтобы ребра, расходящиеся лучами в виде звезды, были образованы на целевой поверхности в ряд напротив соответствующего ряда отверстий инжекционного охлаждения. Посредством этого специальная поверхностная структура с соответствующими ребрами расположена на целевой поверхности в каждой области, в которой охлаждающий воздушный поток, выходящий из отверстия инжекционного охлаждения, ударяется в целевую поверхность. Благодаря этому повышается эффективность охлаждения компонента газовой турбины/турбомашины в каждой из этих областей.

В устройстве согласно альтернативному варианту осуществления расстояние от расположенного радиально внутри начала каждого ребра до центральной точки составляет приблизительно 75% – 150% длины ребра. Для достижения оптимальной эффективности охлаждения предпочтительно, чтобы охлаждающий воздушный поток сначала ударялся в поверхность охлаждения, а затем расходился в стороны мимо соответствующих ребер.

В предпочтительном варианте осуществления изобретения боковые стенки ребер проходят перпендикулярно по меньше мере в области соединения с целевой поверхностью и, предпочтительно, имеют наклон или скругление только в области перехода к верхней стороне. В еще одном предпочтительном варианте осуществления изобретения верхняя сторона ребер выполнена плоской и параллельной целевой поверхности. Благодаря этому обеспечивается достижение максимальной площади поверхности ребер, а поверхностная структура целевой поверхности имеет оптимальную или максимальную площадь для охлаждения.

Объектом изобретения является также газовая турбина/турбомашина, содержащая описанное выше устройство для охлаждения компонента газовой турбины/турбомашины согласно изобретению.

Другие преимущественные варианты осуществления изобретения определены в зависимых пунктах формулы или более подробно описаны далее вместе с описанием предпочтительного варианта осуществления изобретения со ссылками на чертежи.

На фиг. 1 показан компонент газовой турбины с поверхностной структурой на целевой поверхности инжекционного охлаждения, вид в разрезе;

на фиг. 2 – целевая поверхность с ребрами, расположенными в один ряд, вид в перспективе;

на фиг. 3 – целевая поверхность с ребрами, расположенными в несколько рядов, вид в перспективе.

На фиг. 1 приведен на виде в разрезе компонент 1 газовой турбины 1 с устройством для инжекционного охлаждения, содержащим поверхностную структуру 8 на целевой поверхности 6 устройства инжекционного охлаждения.

Компонент 1 газовой турбины содержит внешнюю поверхность 2, подвергающуюся воздействию горячего газа во время работы, и интегрированный канал 3 для охлаждения. Внутри канала 3 охлаждения расположен элемент 4 инжекционного охлаждения, разделяющий канал 3 охлаждения на часть 11 подачи для подачи хладагента и часть 12 охлаждения, в которой расположена подлежащая охлаждению целевая поверхность 6. Элемент 4 инжекционного охлаждения расположен на расстоянии от подлежащей охлаждению целевой поверхности 6 в части 12 охлаждения компонента 1. Кроме того, элемент 4 инжекционного охлаждения в показанной области содержит четыре отверстия 5 инжекционного охлаждения, по которым охлаждающая текучая среда в виде струи инжекционного охлаждения для охлаждения компонента 1 может проводиться в центральную точку Z целевой поверхности 6, расположенную напротив отверстия 5 инжекционного охлаждения.

Целевая поверхность 6 с ребрами 9, расположенными в несколько рядов, приведена на фиг. 2, на виде в перспективе. Поверхностная структура 8 соответствует показанной на фиг. 1 и более подробно описана далее.

Поверхностная структура 8, в которую ударяет струя инжекционного охлаждения, выполнена на целевой поверхности 6. Эта поверхностная структура 8 образована посредством ребер 9, расходящихся лучами в виде звезды, выступающих от целевой поверхности 6 и чередующихся в различной форме. Расположенные на расстоянии от центральной точки Z, находящейся напротив отверстия 5 инжекционного охлаждения, ребра 9 проходят радиально наружу. Радиально расположенные на целевой поверхности 6 ребра 9 выполнены и расположены в ряд напротив соответствующего ряда отверстий 5 инжекционного охлаждения. Боковые стенки ребер 9 проходят перпендикулярно в области соединения с целевой поверхностью 6 и имеют наклон и скругление только в области перехода к верхней стороне 10. Кроме того, соответствующие чередующиеся ребра 9 имеют различную длину и высоту, с которыми они проходят по целевой поверхности 6. Одна из двух конструкций с радиальным расположением содержит ребра 9 каплевидной формы, сужающиеся в направлении наружу, и расстояние от расположенного радиально внутри начала каждого ребра 9 до центральной точки Z равно приблизительно 75% длины этого ребра 9. В отличие от этого, ребра 9 другой конструкции с радиальным расположением имеют прямолинейную, стержневидную форму, и расстояние от расположенного радиально внутри начала каждого ребра 9 до центральной точки Z составляет приблизительно 150% длины этого ребра 9. Верхняя сторона 10 ребер 9 выполнена плоской и параллельной целевой поверхности 6.

На фиг. 2 показана целевая поверхность 6 с ребрами 9, расположенными в один ряд, вид в перспективе. Эта поверхностная структура 8 образована ребрами 9 каплевидной формы, расходящимися лучами в виде звезды, как описано выше, выступающими от целевой поверхности 6.

Список ссылочных обозначений

1 компонент газовой турбины;

2 внешняя поверхность;

3 канал охлаждения;

4 элемент инжекционного охлаждения;

5 отверстие инжекционного охлаждения;

6 целевая поверхность;

8 поверхностная структура;

9 ребра;

10 верхняя сторона;

11 часть подачи;

12 часть охлаждения;

Z центральная точка.

Изобретение относится к устройству для охлаждения компонента (1) газовой турбины/турбомашины, содержащего внешнюю поверхность (2), подвергающуюся воздействию горячего газа, и интегрированный канал (3) охлаждения, причем внутри канала (3) охлаждения расположен элемент (4) инжекционного охлаждения с по меньшей мере одним отверстием (5) инжекционного охлаждения, при этом элемент (4) инжекционного охлаждения расположен на расстоянии от подлежащей охлаждению целевой поверхности (6) компонента (1), и для охлаждения компонента (1) охлаждающая текучая среда в виде струи инжекционного охлаждения способна проходить на целевую поверхность (6), на которой выполнена поверхностная структура (8), подвергаемая воздействию струи инжекционного охлаждения. Причем поверхностная структура (8) образована ребрами (9), расходящимися лучами в виде звезды и выступающими от целевой поверхности (6). Достигается повышение эффективности охлаждения. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 3 ил.

1. Устройство для охлаждения компонента (1) газовой турбины/турбомашины, содержащего внешнюю поверхность (2), подвергающуюся воздействию горячего газа, и интегрированный канал (3) охлаждения, причем внутри канала (3) охлаждения расположен элемент (4) инжекционного охлаждения с по меньшей мере одним отверстием (5) инжекционного охлаждения, при этом элемент (4) инжекционного охлаждения расположен на расстоянии от подлежащей охлаждению целевой поверхности (6) компонента (1), и для охлаждения компонента (1) охлаждающая текучая среда в виде струи инжекционного охлаждения способна проходить на целевую поверхность (6), на которой выполнена поверхностная структура (8), подвергаемая воздействию струи инжекционного охлаждения, причем поверхностная структура (8) образована ребрами (9), расходящимися лучами в виде звезды и выступающими от целевой поверхности (6).

2. Устройство по п. 1, в котором поверхностная структура (8) образована посредством ребер (9), расходящихся лучами в виде звезды, выступающих от целевой поверхности (6) и чередующихся, по меньшей мере, в различной форме.

3. Устройство по п. 1 или 2, в котором ребра (9) поверхностной структуры (8) проходят на расстоянии от центральной точки (Z), расположенной напротив отверстия (5) инжекционного охлаждения, радиально наружу.

4. Устройство по любому из пп. 1-3, в котором ребра (9) имеют каплевидную форму, сужающуюся в направлении наружу.

5. Устройство по любому из пп. 1-3, в котором ребра (9) имеют прямолинейную, стержневидную форму.

6. Устройство по любому из пп. 1-5, в котором ребра (9) имеют различную длину и/или высоту, с которыми они проходят по целевой поверхности (6).

7. Устройство по любому из пп. 1-6, в котором звездообразные конструкции ребер (9) образованы и расположены на целевой поверхности (6) в ряд напротив соответствующего ряда отверстий (5) инжекционного охлаждения.

8. Устройство по любому из пп. 1-7, в котором расстояние от расположенного радиально внутри начала каждого ребра (9) до центральной точки (Z) составляет приблизительно 75-150% длины ребра (9).

9. Устройство по любому из пп. 1-8, в котором боковые стенки ребер (9) проходят перпендикулярно по меньше мере в области соединения с целевой поверхностью (6) и, предпочтительно, имеют наклон или скругление только в области перехода к верхней стороне (10).

10. Устройство по любому из пп. 1-9, в котором верхняя сторона (10) выполнена плоской и параллельной целевой поверхности (6).

11. Турбомашина, содержащая устройство для охлаждения компонента (1) газовой турбины/турбомашины по любому из пп. 1-10.