CZ20001209A3 - Cooling supply system for blades of gas turbine third stage - Google Patents
Cooling supply system for blades of gas turbine third stage Download PDFInfo
- Publication number
- CZ20001209A3 CZ20001209A3 CZ20001209A CZ20001209A CZ20001209A3 CZ 20001209 A3 CZ20001209 A3 CZ 20001209A3 CZ 20001209 A CZ20001209 A CZ 20001209A CZ 20001209 A CZ20001209 A CZ 20001209A CZ 20001209 A3 CZ20001209 A3 CZ 20001209A3
- Authority
- CZ
- Czechia
- Prior art keywords
- stage
- gas turbine
- cooling air
- nozzle
- turbine
- Prior art date
Links
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Pozemní plynová turbína obsahuje kompresor (55), spalovací komoru (11) a turbínový úsek (10), zahrnující alespoň tři stupně. Chladicí okruh obsahuje vstup (56) do trysky (N3) třetího stupně z kompresoru (55) pro přivádění chladicího vzduchu z kompresoru (55) do trysky (N3) třetího stupně, alespoň jeden kanál (60, 62, 64, 70), probíhající v podstatě radiálně přes každou lopatku (50, 52) uvedené trysky (N3) třetího stupně a přidruženou mezistěnu (64) do prstencovitého prostoru (74) mezi rotorem ( R) a mezistěnou (64), a kanály (76, 82), propojené mezi uvedeným prstencovitým prostorem (74) a jednotlivými lopatkami (B3) uvedeného třetího stupně.The ground gas turbine comprises a compressor (55), a combustion a chamber (11) and a turbine section (10) comprising at least three degree. The cooling circuit includes an inlet (56) for the nozzle (N3) the third stage of the refrigerant supply compressor (55) air from the compressor (55) to the third stage nozzle (N3) at least one channel (60, 62, 64, 70) extending substantially radially across each vane (50, 52) of said nozzle (N3) a third stage and associated intermediate wall (64) into the annular space (74) between rotor (R) and partition (64), and channels (76, 82) interconnected between said annular space (74) and individual blades (B3) of said third stage.
Description
Vynález se obecně týká turbín, zejména pozemních plynových turbín pro výrobu elektrické energie, které využívají stlačeného vzduchu pro chlazení lopatek třetího stupně turbíny.The invention generally relates to turbines, in particular to ground gas turbines for generating electricity, which use compressed air to cool third stage turbine blades.
Dosavadní stav technikyBACKGROUND OF THE INVENTION
Parní chlazení součástí dráhy pro vedení horkých plynů u plynových turbín (například lopatek) bylo v minulosti navrženo, přičemž bylo seznáno jako velmi účinné pro pozemní zařízení na výrobu elektrické energie. Přestože jsou plynové turbíny obvykle chlazeny vzduchem (například u proudových turbín je využíváno kompresoru pro získávání vzduchu pro chlazení součástí dráhy pro vedení horkých plynů), je parní chlazení mnohem účinnější zejména v tom, že ztráty, spjaté s používáním páry jako chladivá, nejsou tak velké jako ztráty, ke kterým dochází při získávání vzduchu pro chlazení z kompresoru.Steam cooling of the hot gas paths of gas turbines (for example blades) has been proposed in the past, and has been found to be very efficient for ground-based power generation equipment. Although gas turbines are usually air-cooled (for example, a jet turbine is used to obtain air to cool the components of the hot gas path), steam cooling is much more efficient, especially since the losses associated with the use of steam as refrigerants are not as great as losses that occur when extracting air for cooling from the compressor.
U pozemních plynových turbín, a zejména u takových turbín, které jsou součástí systémů s kombinovanými cykly, je parní chlazení obzvláště výhodné, neboť tepelná energie, předávaná páře při chlazení součástí plynové turbíny, je opětovně využívána jako užitečná práce při pohánění parní turbíny při provozu s kombinovanými cykly. Přestože je však • ·For ground gas turbines, and particularly those that are part of combined cycle systems, steam cooling is particularly advantageous, since the thermal energy transmitted by the steam during cooling of the gas turbine components is reused as a useful work in driving the steam turbine in operation with combined cycles. However, although it is
pára výhodná pro chlazeni prvního a druhého stupně turbíny, je pro chlazení lopatek třetího stupně výhodný vzduch, který je případně výhodný i pro pročišťování zadní části rotoru turbíny.steam for cooling the first and second stages of the turbine, air for cooling the third stage blades is preferred, which is also advantageous for cleaning the rear of the turbine rotor.
Podstata vynálezuSUMMARY OF THE INVENTION
V souladu s předmětem tohoto vynálezu je vzduch získáván z dvanáctého stupně kompresoru a je přiváděn přes výstupní potrubí vně plynové turbíny, načež je dodáván přes skříň turbíny do trysky třetího stupně. Za účelem snížení ztrát při chlazení lopatek třetího stupně je používáno chladicího vzduchu z dvanáctého stupně kompresoru o poměrně nízkém tlaku. Tradiční způsob přivádění vzduchového proudu z centrální linie stroje, který je uplatňován majitelem tohoto vynálezu, není možno využívat, neboť přední oběžné dutiny vyžadují vzduch o vysokém tlaku pro pohon jejich pročišťovacích obvodů.In accordance with the present invention, air is extracted from the twelfth stage compressor and is supplied through the outlet duct outside the gas turbine, and is then supplied through the turbine casing to the third stage nozzle. Cooling air from a twelfth stage compressor of relatively low pressure is used to reduce losses in the cooling of the third stage blades. The traditional method of supplying air flow from the central line of the machine as applied by the owner of the present invention cannot be utilized since the front race cavities require high pressure air to drive their purge circuits.
Dokonce i při parním chlazení lopatek prvních dvou stupňů je nutno používat vzduchu pro vyplachování oběžných kol turbíny za účelem regulace jejich teploty během přechodového provozu a během jejich uvádění do provozu. Jinými slovy je možno říci, že přestože jsou dutiny předních oběžných kol rotoru plněny vzduchem o vysokém tlaku, je nutno vyvinout nový způsob pro přivádění vzduchu o nízkém tlaku, získávaného z kompresoru, pro vzduchové chlazení třetího stupně.Even when steaming the blades of the first two stages, it is necessary to use air to flush the turbine impellers to regulate their temperature during transition operation and during commissioning. In other words, although the rotor impeller cavities are filled with high pressure air, it is necessary to develop a new method for supplying low pressure air obtained from a compressor for third stage air cooling.
Výsledkem je, že vzduch pro chlazení lopatek je přiváděn radiálně směrem dovnitř přes přilehlou konstrukci statoru, to jest přes trysku třetího stupně, a poté je přiváděn k lopatkám třetího stupně. Kromě toho přístup ke vzduchu o • ·As a result, air for cooling the blades is supplied radially inwardly through the adjacent stator structure, i.e., through the third stage nozzle, and then supplied to the third stage blades. In addition, access to air o • ·
poměrně nízkém tlaku rovněž poskytuje výhodný zdroj vzduchu pro pročišťování průtoku v zadní části rotoru turbíny.the relatively low pressure also provides a convenient air source for clearing the flow at the rear of the turbine rotor.
Takže předmět tohoto vynálezu se snaží přivádět vzduch o nízkém tlaku do rotoru turbíny při nízké teplotě vzhledem k rotoru pro jeho využití při chlazení lopatek třetího stupně. Předmět tohoto vynálezu rovněž poskytuje alespoň jednu možnost využití shora uvedeného proudění vzduchu k pročišťování zadní části rotoru turbíny, přičemž však v tomto případě nejde o výhodné provedení.Thus, the present invention seeks to supply low pressure air to the turbine rotor at a low temperature relative to the rotor for use in cooling third stage blades. The present invention also provides at least one possibility of using the above air flow to purge the rear of the turbine rotor, but this is not a preferred embodiment.
V souladu s předmětem tohoto vynálezu pak tryskový odsávací systém obsahuje potrubní systém pro přivádění vzduchu z kompresoru ze skříně turbíny přes lopatky a do mezistěny. Na vnějším konci tento potrubní systém proniká do skříně turbíny ve dvacetidvou obvodových místech u jednoho příkladného provedení. Jelikož je uvnitř skříně turbíny toto potrubí rozděleno do dvou kanálů, tak v důsledku toho přivádí vzduch do čtyřicetičtyř tryskových lopatek nebo křídel.In accordance with the present invention, the nozzle exhaust system comprises a duct system for supplying air from the compressor from the turbine casing through the vanes and into the partition. At the outer end, the piping system penetrates into the turbine housing at twenty-two circumferential locations in one exemplary embodiment. As this duct is divided into two channels within the turbine casing, it therefore supplies air to the forty-four jet vanes or wings.
Na radiálně vnitřním konci každé tryskové lopatky vstupuje vzduch do kanálu v těsnicím segmentu mezistěny, který nasměrovává chladicí vzduch tangenciálně do dutiny, obklopující rotor turbíny. Tento kanál je uspořádán tak, aby byl vzduch urychlován ve směru otáčení oběžných kol do této obvodové otevřené oblasti tak, aby měl v podstatě stejnou tangenciální rychlost jako rozpěrné vložky rotoru, umístěné radiálně směrem uvnitř od trysky.At the radially inner end of each nozzle vane, air enters a channel in the sealing segment of the partition, which directs cooling air tangentially into the cavity surrounding the turbine rotor. This duct is arranged to accelerate the air in the direction of rotation of the impellers into this peripheral open area so as to have substantially the same tangential velocity as the rotor spacers positioned radially inwardly from the nozzle.
Vzduch je poté přiváděn do soustav osových potrubí, které rozvádějí vzduch ke kanálům v dříku lopatek třetího stupně. Vzduch poté proudí radiálně směrem ven přes vnitřní • « <ϊ kanály v lopatkách a vystupuje na špičkách lopatek do dráhy horkého spalovacího plynu.The air is then supplied to axial duct systems which distribute air to the channels in the third stage blade shaft. The air then flows radially outwardly through the internal channels in the vanes and exits at the tips of the vanes into the hot combustion gas path.
Systém přivádění vzduchu podle předmětu tohoto vynálezu vykazuje několik výrazných výhod. Například využívání samostatných potrubí pro přivádění vzduchu k rotoru minimalizuje přenos tepla do vzduchu z horkých tryskových křídel. Je tak rovněž umožněno i využívání vzduchu o nižším tlaku pro natlakování vnější strany stěnových dutin a tryskových chladicích okruhů, což snižuje zbytečný únik a zlepšuje účinnost stroje. Kromě toho v důsledku snížení relativní rychlostí mezi rozpěrnými vložkami rotoru a chladicím vzduchem, a v důsledku poklesu statické teploty vzduchu díky jeho tangenciálnímu urychlování je výrazně nižší teplota k dispozici pro chlazení lopatek v porovnání s konstrukcí, kdy je vzduch jednoduše přiváděn v radiálním směru do oblasti rotoru.The air supply system of the present invention exhibits several distinct advantages. For example, the use of separate ducts for supplying air to the rotor minimizes heat transfer to air from the hot jet wings. It also allows the use of lower pressure air to pressurize the outside of the wall cavities and nozzle cooling circuits, reducing unnecessary leakage and improving machine efficiency. In addition, due to a reduction in the relative velocity between the rotor spacers and the cooling air, and due to the static air temperature drop due to its tangential acceleration, a significantly lower temperature is available for blade cooling compared to a design where air is simply supplied radially to the area rotor.
Proto se tedy z hlediska širších aspektů předmět tohoto vynálezu týká pozemní plynové turbíny, obsahující kompresor, spalovací komoru a turbínový úsek, zahrnující alespoň tři stupně, a zejména se týká zdokonalení, které zahrnuje vzduchový chladicí okruh pro třetí stupeň turbíny, který obsahuje vstup do trysky třetího stupně z kompresoru pro přivádění chladicího vzduchu z kompresoru do trysky třetího stupně, alespoň jeden kanál, probíhající v podstatě radiálně přes každou lopatku uvedené trysky třetího stupně a přidruženou mezistěnu do prstencovitého prostoru mezi rotorem a mezistěnou, a kanály, propojené mezi uvedeným prstencovitým prostorem a jednotlivými lopatkami uvedeného třetího stupně.Therefore, from a broader aspect, the present invention relates to a ground gas turbine comprising a compressor, a combustion chamber and a turbine section comprising at least three stages, and more particularly to an improvement that includes an air cooling circuit for a third stage turbine that includes an inlet to the nozzle a third stage from the compressor for supplying cooling air from the compressor to the third stage nozzle, at least one channel extending substantially radially through each blade of said third stage nozzle and associated partition into the annular space between the rotor and partition, and channels interconnected between said annular space and individual blades of said third stage.
Uvedený alespoň jeden kanál s výhodou obsahuje část v uvedené mezistěně, která je uspořádána pro přivádění uvedeného chladicího vzduchu do uvedeného prstencovitého prostoru v podstatě tangenciálně vzhledem k rotoru.Said at least one channel preferably comprises a portion in said partition which is arranged to supply said cooling air to said annular space substantially tangential to the rotor.
Uvedená část uvedeného alespoň jednoho kanálu se ve směru proudění s výhodou zužuje za účelem urychlování chladicího vzduchu při jeho vstupu do uvedeného prstencovitého prostoru.Preferably, said portion of said at least one channel narrows downstream in order to accelerate cooling air as it enters said annular space.
Uvedená část alespoň jednoho kanálu v uvedené mezistěně je s výhodou opatřena částečně prstencovítým labyrintovým těsnicím segmentem, připevněným k uvedené mezistěně a spolupracujícím s odpovídajícím těsněním na rozpěrné vložce rotoru, umístěným radiálně směrem dovnitř od uvedené trysky třetího stupně.Said portion of the at least one channel in said intermediate wall is preferably provided with a partially annular labyrinth sealing segment secured to said intermediate wall and cooperating with a corresponding seal on the rotor spacer positioned radially inwardly of said third stage nozzle.
Plynová turbína podle tohoto vynálezu je s výhodou opatřena prostředky pro pohlcování relativního pohybu nebo nedokonalého propojení mezi uvedenou částí uvedeného alespoň jednoho kanálu v uvedeném těsnicím segmentu a uvedenou mezistěnou.The gas turbine of the present invention is preferably provided with means for absorbing the relative movement or imperfect connection between said portion of said at least one channel in said sealing segment and said partition.
Shora uvedený vstup do uvedené trysky třetího stupně je s výhodou opatřen rozvodným potrubím, uloženým vně pláště uvedené plynové turbíny.The aforementioned inlet to said third stage nozzle is preferably provided with a manifold extending outside the housing of said gas turbine.
Kanály, propojené mezi uvedeným prstencovitým prostorem a uvedenými jednotlivými lopatkami, s výhodou obsahují vícenásobné soustavy osových kanálů, vedoucích uvedenou rozpěrnou vložkou.The channels interconnected between said annular space and said individual vanes preferably comprise multiple sets of axial channels extending through said spacer.
* ·* ·
Tryska třetího stupně s výhodou obsahuje větší počet částečně prstencovitých segmentů, přičemž je každý segment opatřen dvěma tryskovými lopatkami a přičemž uvedený vstup obsahuje trubku, přivádějící chladicí vzduch do každého segmentu, přičemž uvedená trubka přivádí chladicí vzduch ke každé z uvedených dvou lopatek trysky.Preferably, the third stage nozzle comprises a plurality of partially annular segments, each segment having two nozzle vanes, and wherein said inlet comprises a tube supplying cooling air to each segment, said tube supplying cooling air to each of said two nozzle vanes.
První a druhý stupeň plynové turbíny mohou být s výhodou chlazeny parou.Preferably, the first and second stages of the gas turbine may be steam cooled.
Plynová turbína podle tohoto vynálezu je s výhodou opatřena prstencovitým těsněním mezi uvedenou rozpěrnou vložkou a uvedenými lopatkami třetího stupně za účelem zabránění úniku chladicího vzduchu, procházejícího· do uvedených lopatek třetího stupně.The gas turbine of the present invention is preferably provided with an annular seal between said spacer and said third stage blades to prevent leakage of cooling air passing into said third stage blades.
Předmět tohoto vynálezu se rovněž týká způsobu chlazení jednoho stupně plynové turbíny, který obsahuje:The present invention also relates to a method for cooling one stage of a gas turbine comprising:
a) získávání chladicího vzduchu z kompresoru turbíny,a) extracting cooling air from the turbine compressor,
b) přivádění chladicího vzduchu do stacionární trysky, příslušející k uvedenému jednomu stupni plynové turbíny,b) supplying cooling air to a stationary nozzle associated with said one stage of the gas turbine;
c) ustavení dráhy pro uvedený chladicí vzduch od uvedené stacionární trysky k většímu počtu lopatek v uvedeném stupni turbíny, ac) positioning a path for said cooling air from said stationary nozzle to a plurality of blades in said turbine stage; and
d) proudění uvedeného chladicího vzduchu radiálně směrem ven přes uvedený větší počet lopatek a odvádění uvedeného chladicího vzduchu od radiálně vnějších špiček uvedených lopatek.d) flowing said cooling air radially outwardly through said plurality of vanes and discharging said cooling air from the radially outer tips of said vanes.
• · φφφ • · · · · • φ φφφφ φφφ φ φ · φ •••φφφφ Φφ φ • Φ φφφφ· Φ φ • • • • • • • • • • • • • • •
Během kroku c) je uvedený chladicí vzduch s výhodou přiváděn tangenciálně do prstencovitého prostoru, obklopujícího rotor uvedené plynové turbíny.During step c), said cooling air is preferably introduced tangentially into the annular space surrounding the rotor of said gas turbine.
Chladicí vzduch je s výhodou urychlován do uvedeného prstencovitého prostoru.The cooling air is preferably accelerated into said annular space.
Uvedeným chlazeným stupněm turbíny je s výhodou její třetí stupeň.Said turbine stage is preferably a third stage of the turbine.
Chladicí vzduch je s výhodou přiváděn do stacionární trysky prostřednictví drahý, vne uvedené uvedené plynové turbíny.The cooling air is preferably supplied to the stationary nozzle via an expensive external gas turbine.
Předmět tohoto vynálezu se rovněž týká pozemní plynové turbíny, obsahující kompresor, spalovací komoru a turbínový úsek, zahrnující alespoň tři stupně, přičemž její chladicí okruh obsahuje:The present invention also relates to a ground gas turbine comprising a compressor, a combustion chamber and a turbine section comprising at least three stages, the cooling circuit thereof comprising:
- prostředky pro přivádění chladicího vzduchu z kompresoru plynové turbíny do stacionární trysky, ameans for supplying cooling air from the gas turbine compressor to the stationary nozzle, and
- prostředky pro ustavení dráhy proudění chladicího vzduchu ód uvedené trysky k jednotlivým lopatkám stupně turbíny ve směru proudění a přilehlého k uvedené stacionární trysce.means for adjusting the cooling air flow path from said nozzle to individual turbine stage blades in the flow direction adjacent to said stationary nozzle.
Přehled obrázků na výkresechBRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS
Vynález bude v dalším podrobněji vysvětlen na příkladech jeho konkrétního provedení, jejichž popis bude podán s přihlédnutím k přiloženým obrázkům výkresů, kde:The invention will now be explained in more detail by way of examples of specific embodiments thereof, the description of which will be given with reference to the accompanying drawings, in which:
• · · ♦« · • · · · '9 9 • ♦ · * 9 · 9 • ····· · 9 9 · • 9 9 9 9 obr. 1 znázorňuje částečný pohled v podélném řezu na turbínový úsek plynové turbíny, zobrazující uplatnění předmětu tohoto vynálezu;Fig. 1 shows a partial longitudinal sectional view of a turbine section of a gas turbine, and Fig. 1 shows a partial longitudinal sectional view of the turbine section of the gas turbine; illustrating the application of the present invention;
obr. 2 znázorňuje zjednodušený detail ve zvětšeném měřítku, zobrazující vstup proudícího vzduchu do trysky třetího stupně a výstup proudícího vzduchu z lopatky třetího stupně v souladu s předmětem tohoto vynálezu;Fig. 2 is a simplified detail on an enlarged scale showing the inlet air flow to the third stage nozzle and the outlet air flow from the third stage vane in accordance with the present invention;
obr. 3 znázorňuje zjednodušený pohled v řezu zobrazující dráhu proudění chladicího vzduchu z trysky třetího stupně do dříkové nebo stopkové části lopatky třetího stupně v souladu s předmětem tohoto vynálezu;Fig. 3 is a simplified cross-sectional view showing the flow path of the cooling air from the third stage nozzle to the shank or shank portion of the third stage blade in accordance with the present invention;
obr. 4 znázorňuje pohled v řezu zobrazující osové chladicí kanály v rozpěrné vložce mezi druhým a třetím stupněm;Fig. 4 is a cross-sectional view showing axial cooling channels in the spacer between the second and third stages;
obr. 5 znázorňuje pohled v řezu, přičemž tento řez je veden podél čáry 5-5 z obr. 4;Fig. 5 is a cross-sectional view taken along line 5-5 of Fig. 4;
obr. 6 znázorňuje zjednodušený koncový pohled na trysku třetího stupně a na mezistěnu, zobrazující dráhu proudění chladicího vzduchu ve dvojici sousedních trysek; a obr. 7 znázorňuje pohled na detail ve zvětšeném měřítku, zobrazující tangenciální průtokové kanály proudícího chladicího vzduchu v základně těsnicích segmentů, uspořádaných v mezistěně trysky třetího stupně.Fig. 6 is a simplified end view of a third stage nozzle and a partition wall illustrating a cooling air flow path in a pair of adjacent nozzles; and Fig. 7 is an enlarged detail view showing the tangential flow channels of the flowing cooling air at the base of the sealing segments arranged in the intermediate wall of the third stage nozzle.
• · · · · · · ·• · · · · · · · ·
Příklady provedení vynálezuDETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION
Na vyobrazení podle obr. 1 je znázorněn částečný pohled na turbínový úsek 10 plynové turbíny. Hned na úvod je nutno zdůraznit, že plynová turbína podle tohoto vynálezu je s výhodou využívána v systému s kombinovaným cyklem, ve kterém výstupní plyny, vystupující z plynové turbíny, vstupují do parního generátoru pro regeneraci tepla, ve kterém je voda přeměňována na páru stejným způsobem, jako je tomu u kotle nebo ohřívače. Takto vytvářená pára pohání jednu nebo více parních turbín, z nichž je získávána přídavná práce pro pohon přídavné zátěže, jako jí například druhý generátor, který dále produkuje přídavnou elektrickou energiiFIG. 1 is a partial view of the turbine section 10 of the gas turbine. It should be noted at the outset that the gas turbine of the present invention is advantageously used in a combined cycle system in which the exhaust gases exiting the gas turbine enter a heat recovery steam generator in which water is converted to steam in the same manner , such as a boiler or heater. The steam thus generated drives one or more steam turbines from which additional work is obtained to drive the additional load, such as a second generator, which further produces additional electrical energy
Turbínový úsek 10 plynové turbíny leží ve směru proudění za spalovací komorou 11 turbíny a obsahuje rotor, obecně označený vztahovou značkou R, se čtyřmi za sebou následujícími stupni, obsahujícími oběžná kola 12, 14, 16 a 18 turbíny, uspořádaná na rotorovém hřídelovém ústrojí, kterého jsou součástí a společně s nímž se otáčejí. Každé oběžné kolo 12, 14, 16 a 18 turbíny nese řadu lopatek Bl, B2, B3 a B4, jejichž listy vyčnívají radiálně směrem ven do dráhy horkých spalovacích plynů turbíny. Tyto lopatky Bl, B2, B3 a B4 jsou uspořádány střídavě mezi pevnými tryskami NI, N2, N3 a N4.The turbine section 10 of the gas turbine lies downstream of the turbine combustion chamber 11 and comprises a rotor, generally designated R, with four successive stages comprising turbine impellers 12, 14, 16 and 18 arranged on a rotor shaft assembly of which they are part of and with which they turn. Each turbine impeller 12, 14, 16 and 18 carries a row of blades B1, B2, B3 and B4, the blades of which project radially outwards into the hot combustion gas path of the turbine. These blades B1, B2, B3 and B4 are arranged alternately between the fixed nozzles N1, N2, N3 and N4.
Mezi oběžnými koly 12, 14, 16 a 18 turbíny jsou střídavě od přední části k zadní části uspořádány rozpěrné vložky 20, 22 a 24, 7. nichž každá je umístěna radiálně směrem dovnitř od příslušné pevné trysky Nl, N2, N3 a N4. Zadní kotouč 26 vytváří integrální součást zadního hřídele 28 na zadní straně oběžného kola 18 posledního stupně turbíny. Zde je nutno zdůraznit, že oběžná kola 12, 14, 16 a 18 turbíny a rozpěrné ·· vložky 20, 22 a 24 jsou k sobě vzájemně připevněny prostřednictvím většího počtu po obvodu rozmístěných a v osovém směru ležících šroubů 30 (pouze jeden je znázorněn na výkresech), jako je tomu u konstrukce běžné plynové turbíny.Between the turbine impellers 12, 14, 16 and 18, spacers 20, 22 and 24 are arranged alternately from the front to the rear, each of which is located radially inward from the respective fixed nozzle N1, N2, N3 and N4. The rear disk 26 forms an integral part of the rear shaft 28 on the rear side of the final stage 18 turbine impeller. It should be noted here that the turbine impellers 12, 14, 16 and 18 and the spacers 20, 22 and 24 are secured to each other by a plurality of circumferentially spaced and axially extending bolts 30 (only one shown in FIG. drawings), as is the case with a conventional gas turbine construction.
Otvorové trubkové ústrojí 32, přestože samo o sobě jako takové není součástí předmětu tohoto vynálezu, tvoří součást rotoru R a otáčí se společně s tímto rotorem R kolem osy A rotoru R. Otvorové trubkové ústrojí 32 obsahuje vnější a vnitřní trubky 34 a 36, vymezující prstencovitý kanál 38 pro přívod chladicí páry a vratný kanál 40 upotřebeného proudu.The orifice tube 32, although not per se, forms part of the rotor R and rotates with the rotor R about the axis A of the rotor R. The orifice 32 comprises outer and inner tubes 34 and 36 defining an annular tube. channel 38 for cooling steam supply and return channel 40 of spent current.
Tyto kanály 38 a 40 propojují páru do a z vnějšího okraje rotorových průchozích soustav radiálních kanálů 42 a 44 a axiálně probíhajících kanálů 4 6 (z nichž je znázorněn pouze jeden kanál 46) , které jsou rozmístěny po obvodu kolem okraje rotoru R pro účely přivádění chladicí páry k lopatkám Bl a B2 prvního a druhého stupně.These ducts 38 and 40 connect steam to and from the outer edge of the rotor passage systems of radial ducts 42 and 44 and axially extending ducts 46 (of which only one duct 46 is shown) spaced circumferentially around the edge of the rotor R for cooling steam supply. to the first and second stage blades B1 and B2.
Vratná nebo spotřebovaná chladicí pára proudí obdobnými příslušnými osovými a radiálními kanály, přičemž proudí souose z otvoru rotoru R vratným kanálem 40 upotřebeného proudu. Parní chladicí okruh však jako takový sám o sobě není součástí předmětu tohoto vynálezu.The return or consumed cooling steam flows through similar respective axial and radial channels, flowing coaxially from the rotor bore R through the return channel 40 of the spent current. However, the steam cooling circuit itself is not part of the present invention.
U jednoho příkladného provedení předmětu tohoto vynálezu pak tryska N3 třetího prstencovitých segmentů takovýto prstencovitý stacionárními lopatkami stupně obsahuje dvaadvacet částí 48 (viz obr. 6, přičemž každý segment 48 je opatřen dvěma nebo křídly 50 a 52. Vzduchové rozvodné potrubí 54, uspořádané vně pláště turbíny, je určeno pro přívod vzduchu z kompresoru 55 do dvaadvaceti jednotlivých trubek 56 (z nichž je znázorněna pouze jedna ·· • i» • · • · trubka 56) , které procházejí pláštěm turbíny, a které jsou připojeny k dvaadvaceti příslušným segmentům 48.In one exemplary embodiment of the present invention, the nozzle N3 of the third annular segments of such annular stationary vanes of the stage comprises twenty-two portions 48 (see FIG. 6, each segment 48 having two or wings 50 and 52). is intended for supplying air from the compressor 55 to twenty-two individual pipes 56 (of which only one pipe 56 is shown) passing through the turbine housing and connected to the twenty-two respective segments 48.
Pro účely zjednodušení jsou kompresor 55 a vzduchové rozvodné potrubí 54 znázorněny na vyobrazení podle obr. 2 pouze schematicky.For the sake of simplicity, the compressor 55 and the air manifold 54 are shown schematically in FIG.
Uvnitř pláště turbíny pak každá trubka 56 napájí dva přívodní trubky 58 a 58a pro každou ze čtyřicetičtyř lopatek nebo křídel 50 a 52 (viz obr. 6) . Přívodní trubky 58 a 58a jsou připojeny, prostřednictvím. pružné přípojky 59. S výhodou bude podrobněji popisován pouze jeden průtokový okruh.Within the turbine shell, each tube 56 feeds two feed tubes 58 and 58a for each of the forty-four blades or wings 50 and 52 (see FIG. 6). The inlet pipes 58 and 58a are connected via. Preferably, only one flow circuit will be described in more detail.
S odkazem zejména na vyobrazení podle obr. 2, obr. 3 a obr. 6 je možno vidět, že kanál 60 probíhá radiálním směrem v prostoru lopatky nebo křídla 50 s obecně v radiálním směru ležící pružnou přípojkou 62 (opatřenou uhlíkovým pouzdrem či vložkou, což není znázorněno), rozvádějící vzduch v prostoru mezistěny 64. Na svém radiálním vnitřním konci je přípojka 62 provozně připojena k vložce 66 mezistěny 64 prostřednictvím cívkovitého ústrojí 68 . Toto cívkovité ústrojí 68, které má obecně kulovitě tvarované protilehlé konce, v kombinaci s pružnou přípojkou 62 pohlcuje jakýkoliv relativní pohyb mezi vložkou 66 a mezistěnou 64.Referring in particular to the illustration of Figures 2, 3 and 6, it can be seen that the channel 60 extends radially in the space of the blade or wing 50 with a generally radially extending resilient connector 62 (provided with a carbon sheath or insert), (not shown) distributing air in the space of the partition 64. At its radial inner end, the connector 62 is operatively connected to the insert 66 of the partition 64 by means of a coil device 68. This coil device 68, which has generally spherically shaped opposed ends, in combination with the resilient connector 62 absorbs any relative movement between the insert 66 and the partition 64.
Jak je všeobecně známo, tak vložky 66 mezistěny 64 obsahují větší počet částí prstencovitých segmentů 48, které jsou rozmístěny obvodově kolem rotoru R, s labyrintovými těsněními 70, propojenými se spolupracujícími těsněními 72 na rozpěrné vložce 22 rotoru R za účelem zamezení úniku vzduchu kolem rotoru R.As is well known, the liners 66 of the partition 64 comprise a plurality of portions of the annular segments 48 spaced circumferentially around the rotor R, with labyrinth seals 70 connected to the cooperating seals 72 on the spacer 22 of the rotor R to prevent air leakage around the rotor R .
• 0• 0
0 • ·Μ0 • · Μ
0 · 0 6 0·0 · 0 6 0 ·
9 9 9 9 9 9 t9 9 9 9 9 9 t
0 ···· 0· 00 9 • 9 · 0 9 0 00 ···· 0 · 00 9 • 9 · 0 9 0 0
0 9 9 «00 0 0 «0
V prostoru vložky 66 mezistěny 64 pak průchod vzduchu mění svůj směr prostřednictvím kolenovitého kanálu 70 a v podstatě přímého kanálu 72 za účelem nasměrování vzduchu v tangenciálním směru (pod úhlem α o velikosti zhruba 22 až 23°) do prstencovité dutiny 74 rotoru R, jak je možno nejlépe seznat na vyobrazeních podle obr. 6 a obr. 7. Kanál 70 se zužuje ve směru proudění kolenovitou částí na menší průměr v kanále 72, v důsledku čehož dochází k urychlování chladicího vzduchu při jeho přivádění do prstencovité dutiny 74 . V důsledku tohoto uspořádání je vzduch přiváděn do prstencovité dutiny 74 relativně „ještě přímo proti rotoru R.In the space of the liner 66 of the partition 64, the air passage then changes its direction through an elbow channel 70 and a substantially straight channel 72 to direct air in a tangential direction (at an angle of about 22 to 23 °) into the annular cavity 74 of the rotor R as can best be seen in FIGS. 6 and Fig. 7. the channel 70 tapers in the flow direction kolenovitou portion to a smaller diameter in the channel 72, thereby accelerating the cooling air while introducing it into the annular cavity 74 the. As a result of this arrangement, air is supplied to the annular cavity 74 relatively directly against the rotor R.
Jinými slovy je možno říci, že vzduch je přiváděn tangenciálně takovou rychlostí, která je v podstatě stejná, jako je rychlost otáčení rotoru R. Výsledkem toho je, že chladicí vzduch je k dispozici pro lopatky B3 třetího stupně v důsledku snížení relativní rychlostí mezi rozpěrnou vložkou rotoru R a vzduchem, a v důsledku poklesu statické teploty vzduchu na základě jeho tangenciálního urychlení.In other words, the air is supplied tangentially at a speed that is substantially the same as the rotational speed of the rotor R. As a result, cooling air is available to the third stage blades due to a reduction in the relative velocity between the spacer. rotor R and air, and due to the static air temperature drop due to its tangential acceleration.
Z prstencovité dutiny 74 rotoru R se chladicí vzduch pohybuje v osovém směru přes vícenásobné soustavy 7 6 tří kanálů (viz obr. 3, obr. 4 a zejména obr. 5), přičemž má přístup do těchto kanálů umožněn tím, že rozpěrná vložka 22 je kolem svého obvodu opatřena zvlněnými oblastmi 78, jak je možno nejlépe vidět na vyobrazení podle obr. 5.From the annular cavity 74 of the rotor R, the cooling air is moved in the axial direction through multiple three-channel assemblies 76 (see FIG. 3, FIG. 4 and in particular FIG. 5), having access to these channels by allowing the spacer 22 to be provided with undulating regions 78 around its periphery, as best seen in the illustration of FIG. 5.
Povšimněme si v této souvislosti, že jednotlivé soustavy 76 tří kanálů jsou rozmístěny po obvodu mezi osovým přívodem páry a vratnými kanály 4 6, a radiálně směrem ven od otvorů 80 (pouze jeden je znázorněn) pro šrouby 30.Note in this context that the individual three channel assemblies 76 are spaced circumferentially between the axial steam feed and the return channels 46, and radially outwardly from the holes 80 (only one shown) for the screws 30.
fe · · • 9 9 9 ·· * *· ·· 9 9 9 9 9 9fe · 9 9 9 9 9 9 9 9 9 9
9 9 9 9 9 9 9 9 99 9 9 9 9
9999 99 9 9999 99 9 99999 99 9
9 9 9 9 9 9 99 9 9 9 9 9
Vzduch se poté pohybuje radiálně směrem ven na rozhraní rozpěrné vložky 22 a oběžného kola 16 třetího stupně turbíny do osového přívodního kanálu 82 mezi okrajem oběžného kola a stopkou nebo dříkem lopatky. Odtud pak vzduch proudí radiálně směrem ven v jednom nebo ve více radiálních kanálech 86 a je vypouštěn do dráhy horkých plynů na špičkách lopatek (viz šipky proudění na obr. 1 a na obr. 2) .The air then moves radially outwardly at the interface of the spacer 22 and the third stage turbine impeller 16 to the axial supply channel 82 between the impeller edge and the blade shank or blade. From there the air flows radially outwards in one or more radial channels 86 and is discharged into the hot gas path at the tips of the vanes (see flow arrows in Fig. 1 and Fig. 2).
Za účelem zamezení úniku chladicího vzduchu mezi rozpěrnou vložkou 22 a oběžným kolem 16 turbíny je v drážce, vytvořené na radiálně vnějším okraji rozpěrné vložky 22 uspořádáno prstencovité drátěné těsnění 8 6. Jelikož se oběžné kolo 16 turbíny a rozpěrné vložka 22 otáčejí společně s rotorem R, nedochází zde k žádnému relativnímu třecímu pohybu mezi prstencovitým drátěným těsněním 86 a oběžným kolem 16 turbíny.In order to prevent cooling air leakage between the spacer 22 and the turbine impeller 16, an annular wire seal 8 is provided in the groove formed at the radially outer edge of the spacer 22. Since the turbine impeller 16 and spacer 22 rotate together with the rotor R, there is no relative frictional movement between the annular wire seal 86 and the turbine impeller 16.
Přestože je shora popsaný předmět tohoto vynálezu určen pro chlazení vzduchem u pozemních turbín, může být stejně dobře rovněž uplatněn i u leteckých turbín.Although the above-described object of the present invention is intended for air cooling in ground turbines, it can equally well be applied to aircraft turbines.
Přestože byl předmět tohoto vynálezu popsán ve spojitosti s jeho nejvýhodnějším praktickým provedením, je zcela pochopitelné, že předmět tohoto vynálezu není omezen pouze na toto popisované provedení, neboť je naopak určen k tomu, aby pokryl celou řadu různých modifikací a ekvivalentních uspořádání, které spadají do myšlenky a rozsahu následujících patentových nároků.Although the present invention has been described in connection with the most preferred embodiment thereof, it is to be understood that the present invention is not limited to this embodiment, as it is intended to cover a variety of modifications and equivalent configurations that fall within the scope of the present invention. idea and scope of the following claims.
Claims (10)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CZ20001209A CZ20001209A3 (en) | 2000-04-04 | 2000-04-04 | Cooling supply system for blades of gas turbine third stage |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CZ20001209A CZ20001209A3 (en) | 2000-04-04 | 2000-04-04 | Cooling supply system for blades of gas turbine third stage |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CZ20001209A3 true CZ20001209A3 (en) | 2000-12-13 |
Family
ID=5470180
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CZ20001209A CZ20001209A3 (en) | 2000-04-04 | 2000-04-04 | Cooling supply system for blades of gas turbine third stage |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CZ (1) | CZ20001209A3 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CZ306290B6 (en) * | 2015-10-02 | 2016-11-16 | Vysoké Učení Technické V Brně | Hydraulic tool, intended particularly for cooling and cleaning body surfaces |
-
2000
- 2000-04-04 CZ CZ20001209A patent/CZ20001209A3/en unknown
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CZ306290B6 (en) * | 2015-10-02 | 2016-11-16 | Vysoké Učení Technické V Brně | Hydraulic tool, intended particularly for cooling and cleaning body surfaces |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US6397604B2 (en) | Cooling supply system for stage 3 bucket of a gas turbine | |
| RU2351766C2 (en) | Steam turbine and method of its operation | |
| KR100415951B1 (en) | Turbine and Transition Assemblies | |
| US9080447B2 (en) | Transition duct with divided upstream and downstream portions | |
| JP4527824B2 (en) | Turbine rotor bearing cooling system | |
| JP2017072128A (en) | Stator component | |
| JP6283173B2 (en) | Cooling assembly for a gas turbine system | |
| JPH06257405A (en) | Turbine | |
| JP5865204B2 (en) | Axial turbine and power plant | |
| US20160222794A1 (en) | Incidence tolerant engine component | |
| JP5692966B2 (en) | Method and apparatus for cooling rotating parts inside a steam turbine | |
| JP6386716B2 (en) | Articulated transition duct in turbomachinery | |
| KR20000062528A (en) | Rotor bore and turbine rotor wheel/spacer heat exchange flow circuit | |
| US20190218925A1 (en) | Turbine engine shroud | |
| JP4090091B2 (en) | Cooling medium ground | |
| JP6496534B2 (en) | Steam turbine and method for assembling the same | |
| JP6088643B2 (en) | Refrigerant bridge piping for gas turbines that can be inserted into hollow cooled turbine blades | |
| KR100592134B1 (en) | Bore tube assembly for steam cooling a turbine rotor | |
| CZ20001209A3 (en) | Cooling supply system for blades of gas turbine third stage | |
| JP2018141452A (en) | Steam turbine system | |
| JP6956497B2 (en) | Transition duct assembly | |
| US20190003320A1 (en) | Turbomachine rotor blade | |
| US10927706B2 (en) | Intercooled tangential air injector for gas turbine engines | |
| JP2018135837A (en) | Steam turbine plant | |
| CZ20003081A3 (en) | Steam cooling system for gas turbine |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PD00 | Pending as of 2000-06-30 in czech republic |