RU2500893C1

RU2500893C1 - System of liquid cooling of power gas turbine high-temperature stage blades

Info

Publication number: RU2500893C1
Application number: RU2012133536/06A
Authority: RU
Inventors: Юрий Аркадьевич Балашов; Анатолий Васильевич Беляков; Павел Андреевич Березинец; Дмитрий Вадимович Тарадай
Priority date: 2012-08-07
Filing date: 2012-08-07
Publication date: 2013-12-10

Abstract

FIELD: engines and pumps.

SUBSTANCE: system of liquid cooling of blades in at least one high-temperature stage of a gas turbine, fixed with a tail part on a rim of a bearing disc of the specified stage of the turbine rotor, comprises at one of the sides of the bearing disc a circular chute that is axisymmetric to it and open downwards, at least two fixed nozzles, and also longitudinal cooling channels arranged along the perimeter of the blade profile in its sub-surface layer. Nozzles are directed symmetrically to the side for supply of cooling liquid into the chute. Inlet ends of longitudinal cooling channels are communicated by connection channels with a chute to form a loop-like cooling tract in each blade and free surface of liquid in the chute during rotor rotation. The chute is located in the zone of the disc with the average radius determined on the basis of the ratio defended in the invention. Outlet ends of the cooling channels are communicated in the same manner as the inlet ones, with the help of connection channels with the chute. Capacity of the chute is 100…110 times more than the capacity of the cooling tract of one blade. Total efficiency of all nozzles is selected to maintain stable level of free surface of cooling liquid within the chute during rotor rotation.

EFFECT: invention increases reliability of liquid cooling of entire profile part of blades, provides for thermal condition of a blade in accordance with heat resistance of selected material, and provides for the possibility of combination of with air cooling of blades in subsequent less thermally stressed stages of a turbine .

7 cl, 2 dwg

Description

Область использования изобретенияField of use of the invention

Изобретение относится к области теплоэнергетики, в частности, к системам жидкостного охлаждения лопаток высокотемпературных ступеней газовой турбины и может быть использовано в энергетических газотурбинных установках (ГТУ) в составе комбинированных парогазовых установок (ПГУ), где проще удовлетворить потребность в охлаждающей воде, в качестве которой используется конденсат из паровой части ПГУ.The invention relates to the field of power engineering, in particular, to liquid cooling systems for blades of high-temperature stages of a gas turbine and can be used in power gas turbine units (GTU) as a part of combined-cycle plants (CCGT), where it is easier to satisfy the need for cooling water, which is used as condensate from steam unit of CCGT unit.

Уровень техникиState of the art

Современные мощные энергоблоки ПГУ на природном газе и жидком (резервном) топливе должны быть не только высокоэкономичными, но одновременно и маневренными, поскольку возрастает доля возобновляемых естественно переменных источников энергии (солнца и ветра), а также атомных электростанций, не способных работать в маневренном режиме.Modern powerful CCGT units using natural gas and liquid (reserve) fuel should be not only highly economical, but also maneuverable, since the proportion of renewable naturally variable energy sources (solar and wind), as well as nuclear power plants that are unable to operate in maneuverable mode, is increasing.

Водяное охлаждение лопаток газовых турбин мобильнее парового и позволяет сократить общий расход охлаждающего воздуха, который у современных ГТУ уже превышает 20% от производительности ее компрессора. Это улучшает основные показатели ГТУ и ПГУ и позволяет благодаря лучшим переносным свойствам жидкости повысить прочностной ресурс лопаток начальных (одной или двух) высокотемпературных ступеней четырех- или пятиступенчатой газовой турбины при работе не только на природном газе, но и на золосодержащем синтезгазе, полученном из угля.Water cooling of gas turbine blades is more mobile than steam and can reduce the total cooling air consumption, which in modern gas turbines already exceeds 20% of its compressor capacity. This improves the main parameters of gas turbines and gas turbines and, thanks to the best portable properties of the liquid, increases the durability of the blades of the initial (one or two) high-temperature stages of a four- or five-stage gas turbine when working not only on natural gas, but also on an ash-containing synthesis gas derived from coal.

Известна система жидкостного охлаждения лопаток газовой турбины, закрепленных хвостовой частью на ободе несущего диска ротора турбины, содержащая расположенные внутри каждой лопатки охлаждающие каналы, сообщенные соединительными каналами с междисковыми полостями ротора, предназначенными для подачи через них охлаждающей жидкости и отвода пара от свободной поверхности кольцевых слоев указанной жидкости, создаваемых центробежными силами в каждой междисковой полости ротора при его вращении (SU 732554, F01D 5/08, 1978 - аналог). Отвод с паром теплоты охлаждения увеличивает используемую хладоемкость жидкости и минимизирует ее расход. От расстояния уровня свободной поверхности до оси вращения ротора зависит давление жидкости в лопатках и режим их охлаждения. При этом давление жидкости и соответственно ее температура при прочих равных условиях могут быть рационально повышены до значений, исключающих переохлаждение лопаток для принятого жаропрочного материала. Недостатком указанного аналога является наличие большого числа коммуникационных каналов в центральной расточке полувала ротора, что осложняет внешний подвод жидкости и отвод пара. Система жидкостного охлаждения согласно указанному известному аналогу распространяется на лопатки всех ступеней турбины, что объяснялось отсутствием в то время жаропрочных материалов. Совместить эту систему с воздушным охлаждением лопаток менее теплонапряженных дисков на современном роторе любой конструкции невозможно по условиям прочности высоконагруженных несущих дисков, ослабленных многочисленными отверстиями для циркуляции жидкости.A known liquid cooling system for gas turbine blades mounted by a tail on the rim of a turbine rotor carrier disk containing cooling channels located inside each blade communicated by connecting channels with interdisc rotor cavities for supplying coolant through them and venting steam from the free surface of the annular layers of said liquids created by centrifugal forces in each interdisc cavity of the rotor during its rotation (SU 732554, F01D 5/08, 1978 - analogue). The removal of heat of cooling with steam increases the used cold storage capacity of the liquid and minimizes its consumption. The liquid pressure in the blades and the mode of their cooling depend on the distance of the free surface level to the axis of rotation of the rotor. In this case, the liquid pressure and, accordingly, its temperature, ceteris paribus, can be rationally increased to values that exclude supercooling of the blades for the adopted heat-resistant material. The disadvantage of this analogue is the presence of a large number of communication channels in the central bore of the half shaft of the rotor, which complicates the external fluid supply and steam removal. The liquid cooling system according to the specified well-known analog extends to the blades of all stages of the turbine, which was explained by the absence of heat-resistant materials at that time. Combining this system with air cooling of blades of less heat-stressed discs on a modern rotor of any design is impossible according to the strength conditions of highly loaded bearing discs, weakened by numerous holes for fluid circulation.

Известна система жидкостного охлаждения лопаток по меньшей мере одной высокотемпературной ступени газовой турбины, закрепленных хвостовой частью на ободе несущего диска указанной ступени ротора турбины, содержащая с одной из сторон указанного диска осесимметричный ему открытый вниз кольцевой желоб, по меньшей мере две неподвижные форсунки, направленные симметрично в сторону указанного желоба для подачи в него охлаждающей жидкости, а также расположенные по периметру профиля лопатки в ее подповерхностном слое продольные охлаждающие каналы, входные концы которых сообщены соединительными каналами с указанным желобом с образованием петлевидного охлаждающего тракта в каждой лопатке (US 4134709, B01D 5/18, 1979 - ближайший аналог). Согласно данному ближайшему аналогу использование для создания свободной поверхности охлаждающей жидкости при вращении ротора открытого вниз кольцевого желоба на боковой поверхности несущего диска и форсунок для подачи в указанный желоб охлаждающей жидкости позволяет варьировать его расположение на различных расстояниях от оси ротора, хотя такая возможность в указанном патенте не оговаривается. Преимуществом технического решения по указанному ближайшему аналогу является также увеличение поверхности охлаждения за счет размещения большого числа продольных охлаждающих каналов по периметру профиля лопатки в ее подповерхностном слое, а также упрощение подвода охлаждающей жидкости к ротору и к лопаткам. К существенным недостаткам системы охлаждения согласно ближайшему аналогу следует отнести то, что, во-первых, в петлевидный охлаждающий тракт внутри каждой лопатки входит центральный соединительный канал, проходящий в слабо обогреваемой зоне, что должно приводить к чрезмерным температурным напряжениям растяжения в теле лопатки, угрожающим ее прочности. Во-вторых, выходные концы охлаждающих каналов каждой лопатки сообщены с паровыми коллекторами в основании ее профильной части (корневое сечение). Указанные коллекторы сообщены соединительными каналами для отвода пара через хвостовую часть лопатки на сторону несущего диска, противоположную подводу жидкости. По закону сообщающихся сосудов это приводит к увеличению расстояния свободного уровня охлаждающей жидкости от оси ротора с установлением указанного уровня на отметке паровых коллекторов с соответствующим уменьшением давления жидкости в охлаждающих каналах. Наименьшим указанное давление будет в наиболее нагруженном центробежными силами корневом сечении лопатки, где и возможен фазовый переход с ухудшением теплоотдачи к охлаждающей среде, что уменьшает надежность охлаждения. Остальная часть лопатки до ее вершины, где нагрузки от центробежных сил значительно меньше, а давление жидкости максимально, охлаждается до температуры более низкой, чем допустимая по условию жаропрочности современных лопаточных материалов. Например, при водяном охлаждении лопаток согласно ближайшему аналогу средняя температура этой большей части поверхности лопатки не превысит 480…500°C в то время, как допустимая температура составляет 770…800°C. В-третьих, данная система охлаждения так же, как и система охлаждения согласно описанному выше аналогу, не содержит технического решения по охлаждению лопаток последующих менее теплонапряженных ступеней газовой турбины.A known liquid cooling system for the blades of at least one high-temperature stage of a gas turbine, mounted by the tail part on the rim of the carrier disk of the indicated stage of the turbine rotor, containing from one side of the specified disk an annular chute, axisymmetric to it, open downward, at least two fixed nozzles directed symmetrically into side of the specified trough for supplying coolant to it, as well as longitudinal cooling located along the perimeter of the profile of the blade in its subsurface layer Anal, input ends of which connecting channels communicated with said chute to form a loop-shaped cooling path in each blade (US 4134709, B01D 5/18, 1979 - closest analog). According to this closest analogue, the use to create a free surface of the coolant when the rotor rotates, an annular gutter open downward on the side surface of the carrier disk and nozzles for supplying coolant to the specified gutter allows varying its location at different distances from the rotor axis, although this is not possible in the said patent makes a reservation. An advantage of the technical solution for the indicated closest analogue is also an increase in the cooling surface due to the placement of a large number of longitudinal cooling channels along the perimeter of the profile of the blade in its subsurface layer, as well as simplifying the supply of coolant to the rotor and to the blades. Significant disadvantages of the cooling system according to the closest analogue include the fact that, firstly, the central connecting channel enters the loop-shaped cooling path inside each blade, which passes in a poorly heated zone, which should lead to excessive tensile stresses in the body of the blade, threatening it durability. Secondly, the outlet ends of the cooling channels of each blade are in communication with steam manifolds at the base of its profile part (root section). These collectors are communicated by connecting channels for the removal of steam through the tail of the blade to the side of the carrier disk, opposite the fluid supply. According to the law of communicating vessels, this leads to an increase in the distance of the free level of the coolant from the axis of the rotor with the establishment of the indicated level at the mark of the steam manifolds with a corresponding decrease in the pressure of the liquid in the cooling channels. The indicated pressure will be the smallest in the root section of the blade most loaded with centrifugal forces, where a phase transition is possible with a decrease in heat transfer to the cooling medium, which reduces the reliability of cooling. The rest of the blade to its apex, where the loads from centrifugal forces are much smaller and the fluid pressure is maximum, is cooled to a temperature lower than that allowed by the heat resistance condition of modern blade materials. For example, with water cooling of the blades according to the closest analogue, the average temperature of this most part of the surface of the blade does not exceed 480 ... 500 ° C, while the allowable temperature is 770 ... 800 ° C. Thirdly, this cooling system, like the cooling system according to the analogue described above, does not contain a technical solution for cooling the blades of subsequent less heat-stressed stages of a gas turbine.

Раскрытие изобретенияDisclosure of invention

Достигаемым техническим результатом изобретения является повышение надежности жидкостного охлаждения всей профильной части лопаток высокотемпературных ступеней газовой турбины, обеспечение теплового состояния лопатки в соответствии с жаропрочностью выбранного материала, а также пригодность заявленной системы охлаждения к совмещению с воздушным охлаждением лопаток последующих менее теплонапряженных ступеней турбины.Achievable technical result of the invention is to increase the reliability of liquid cooling of the entire profile part of the blades of the high-temperature stages of the gas turbine, to ensure the thermal state of the blades in accordance with the heat resistance of the selected material, as well as the suitability of the claimed cooling system for combining with air cooling of the blades of subsequent less heat-stressed stages of the turbine.

Указанный технический результат обеспечивается тем, что в системе жидкостного охлаждения лопаток по меньшей мере одной высокотемпературной ступени газовой турбины, закрепленных хвостовой частью на ободе несущего диска указанной ступени ротора турбины, содержащей с одной из сторон указанного диска осесимметричный ему открытый вниз кольцевой желоб, по меньшей мере две неподвижные форсунки, направленные симметрично в сторону указанного желоба для подачи в него охлаждающей жидкости, а также расположенные по периметру профиля лопатки в ее подповерхностном слое продольные охлаждающие каналы, входные концы которых сообщены соединительными каналами с указанным желобом с образованием петлевидного охлаждающего тракта в каждой лопатке, согласно изобретению желоб расположен в зоне диска со средним радиусом r₁, определяемым из соотношенияThe specified technical result is ensured by the fact that in the liquid cooling system of the blades of at least one high-temperature stage of the gas turbine, fixed by the tail part to the rim of the carrier disk of the indicated stage of the turbine rotor, containing at least one axisymmetric ring trough open to it from the bottom, at least two stationary nozzles directed symmetrically towards the specified trough for supplying coolant to it, as well as blades located along the perimeter of the profile in e subsurface longitudinal cooling channels, the input ends of which connecting channels communicated with said chute to form a loop-shaped cooling path in each blade according to the invention the chute is located in the middle area of the disc with radius r _1, determined from the relation

$P = P_{п} + 0,5 ρ ω^{2} (r_{2}^{2} - r_{1}^{2}) = (1,07 \dots 1,10) P_{к р}$

,

P = P_{P} + 0.5 ρ ω^{2} (r_{2}^{2} - r_{one}^{2}) = (1,07 ... 1.10) P_{to R}

,

где P - давление жидкости в охлаждающих каналах у корневого сечения лопатки, P_п - давление газообразной среды над свободной поверхностью жидкости, P_кр - критическое давление для данной жидкости, при котором исчезает граница между ее паровой и жидкой фазами, ρ - плотность охлаждающей жидкости при ожидаемой ее средней температуре в соединительных каналах до корневого сечения лопатки, ω - угловая скорость вращения ротора, r₂ - радиус диска у корневого сечения лопаток, выходные концы охлаждающих каналов сообщены так же, как входные, с помощью соединительных каналов с указанным желобом, емкость последнего в 100…110 раз превышает емкость охлаждающего тракта одной лопатки, а суммарная производительность всех форсунок выбрана из условия поддержания стабильного уровня свободной поверхности охлаждающей жидкости в пределах указанного желоба при вращении ротора. При этом указанные соединительные каналы для каждой лопатки могут быть выполнены в виде коллектора в подошве ее хвостовой части, соединенного с указанным желобом радиальной трубкой с разъемом, обеспечивающим возможность индивидуальной замены каждой лопатки. Диск со стороны расположения форсунок может быть снабжен примыкающим к нему и окружающим вал ротора защитным кольцевым дефлектором, а желоб выполнен заодно с указанным дефлектором или прикреплен к нему. Система охлаждения может дополнительно содержать измеритель уровня свободной поверхности охлаждающей жидкости в желобе, выполненный в виде соединенной с воздушными компрессором и расходомером трубки с открытым торцом, расположенным под указанным желобом.where P is the pressure of the liquid in the cooling channels at the root section of the scapula, P _p is the pressure of the gaseous medium above the free surface of the liquid, P _cr is the critical pressure for a given liquid at which the boundary between its vapor and liquid phases disappears, ρ is the density of the coolant at its average expected temperature in the connecting channels to the root section of the blade, ω - angular speed of the rotor, r ₂ - disc radius at the root section of the blades, the outlet ends of the cooling channels communicated in the same way as input, via soya initelnyh channels with said chute, the latter capacitance 100 ... 110 times the capacity of a cooling path of the blade, and the total performance of all selected nozzles from the condition of maintaining a stable level of the free surface of the coolant within said chute when the rotor rotates. Moreover, these connecting channels for each blade can be made in the form of a collector at the bottom of its tail, connected to the specified groove with a radial tube with a connector, which enables individual replacement of each blade. The disk from the side of the nozzle arrangement can be equipped with a protective ring deflector adjacent to it and surrounding the rotor shaft, and the chute is made integral with the indicated deflector or attached to it. The cooling system may further comprise a level meter of the free surface of the coolant in the trough, made in the form of an open end pipe connected to the air compressor and flow meter located under the specified trough.

Еще одним техническим результатом изобретения является возможность сочетания жидкостного охлаждения лопаток высоко температурных ступеней с воздушным охлаждением последующих менее теплонапряженных турбинных ступеней. Этот результат обеспечивается тем, что в нижней части диска с охлаждаемыми жидкостью лопатками под окружающей вал ротора частью дефлектора могут быть предусмотрены сквозные отверстия для пропуска воздуха, подводимого из указанного компрессора, на охлаждение лопаток последующих менее теплонапряженных ступеней турбины.Another technical result of the invention is the possibility of combining liquid cooling of blades of high temperature stages with air cooling of subsequent less heat-stressed turbine stages. This result is ensured by the fact that in the lower part of the disk with liquid-cooled blades under the surrounding rotor shaft, a part of the deflector can be provided with through holes for passing air supplied from the specified compressor to the cooling of the blades of subsequent less heat-stressed stages of the turbine.

Причинно-следственная связь между основными отличительными признаками изобретения и достигаемым техническим результатом заключается в том, что расположение желоба в зоне диска со средним радиусом r₁, определяемым из приведенного выше соотношения, позволяет установить в охлаждающих каналах давление охлаждающей жидкости в пределах, обеспечивающих полное использование жаропрочных свойств выбранного материала лопатки.A causal relationship between the main distinguishing features of the invention and the technical result achieved is that the location of the trough in the disk zone with an average radius r ₁ , determined from the above ratio, allows you to set the pressure of the coolant in the cooling channels within the range that ensures the full use of heat-resistant properties of the selected material of the scapula.

Сообщение с желобом не только входных, но и выходных концов охлаждающих каналов позволяет удержать свободный уровень поверхности охлаждающей жидкости на отметке желоба и организовать отвод пара с указанной поверхности через проточную часть турбины. Превышение в 100…110 раз емкостью желоба емкости охлаждающего тракта одной лопатки обеспечивает удержание в нем охлаждающей жидкости при возникновении ее незначительных течей в случае образования усталостных микротрещин в отдельных лопатках, а выбор суммарной производительности всех форсунок из условия поддержания стабильного уровня свободной поверхности охлаждающей жидкости в пределах указанного желоба при вращении ротора обеспечивает надежное функционирование системы охлаждения лопаток однофазной жидкостью.Communication with the trench not only of the input, but also the output ends of the cooling channels allows you to keep the free level of the surface of the coolant at the mark of the gutter and organize the removal of steam from the specified surface through the flow part of the turbine. Exceeding 100 ... 110 times the capacity of the chute of the capacity of the cooling path of one blade ensures that coolant is retained in it when minor leaks occur in the event of fatigue microcracks in individual blades, and the choice of the total performance of all nozzles from the condition of maintaining a stable level of free surface of the coolant within the specified trough during rotation of the rotor provides reliable operation of the cooling system of the blades by a single-phase fluid.

Краткое описание фигур чертежаBrief Description of the Drawings

На фиг.1 изображен в продольном разрезе участок газовой турбины с одной из высокотемпературных ступеней, оборудованных системой жидкостного охлаждения лопаток согласно изобретению; на фиг.2 - поперечный разрез по А-А профильной части охлаждаемой согласно изобретению лопатки.Figure 1 shows in longitudinal section a section of a gas turbine with one of the high-temperature stages equipped with a liquid cooling system for the blades according to the invention; figure 2 is a cross-section along aa the profile of the cooled according to the invention of the blade.

Подробное описание изобретенияDETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION

Газовая турбина на участке согласно фиг.1 содержит корпус 1, вал 2 ротора с несущим диском 2.1, обод 3 указанного несущего диска 2.1, переднюю пазуху 4 между диском 2.1 и корпусом 1, уплотнение 5 переднего осевого зазора между диском 2.1 и корпусом 1 и лопатки 6 с профильной частью 6.1 (фиг.1,2) и хвостовой частью 6.2 (фиг.1) для их закрепления внутри обода 3 диска 2.1. Профильная часть лопатки 6 имеет (фиг.2) сердечник 6.3, поверхностную оболочку 6.4 и подповерхностный слой в виде продольных выемок 6.5.The gas turbine in the section according to Fig. 1 comprises a housing 1, a rotor shaft 2 with a bearing disk 2.1, a rim 3 of said bearing disk 2.1, a front sinus 4 between the disk 2.1 and the housing 1, a seal 5 of the front axial clearance between the disk 2.1 and the housing 1 and the blades 6 with the profile part 6.1 (Fig.1,2) and the tail part 6.2 (Fig.1) for their fastening inside the rim 3 of the disk 2.1. The profile part of the blade 6 has (Fig. 2) a core 6.3, a surface shell 6.4 and a subsurface layer in the form of longitudinal recesses 6.5.

Система жидкостного охлаждения лопаток 6 содержит в данном примере с передней стороны диска 2.1 осесимметричный ему открытый вниз (в сторону оси ротора) кольцевой желоб 7 и по меньшей мере две неподвижные форсунки 8, направленные симметрично в сторону указанного желоба 7 (фиг.1) для подачи в него охлаждающей жидкости 9 (как правило, конденсата водяного пара из паротурбинной части ПГУ). Указанная жидкость 9 при вращении ротора газовой турбины образует внутри желоба 7 уровень 10 ее свободной поверхности. По периметру профиля лопатки 6 в продольных выемках 6.5 ее подповерхностного слоя расположены продольные охлаждающие каналы 11 (фиг.1,2). В верхней части указанные каналы попарно объединены дуговыми перемычками 11.1 (фиг.1), в нижней части их входные и выходные концы сообщены с желобом 7 соединительными каналами с образованием петлевидного охлаждающего тракта в каждой лопатке 6. Соединительные каналы для каждой лопатки 6 выполнены в виде коллектора 12 в подошве ее хвостовой части 6.2, соединенного с желобом 7 радиальной трубкой 13 с разъемом 14, обеспечивающим возможность индивидуальной замены каждой лопатки. Желоб 7 расположен в зоне диска 2.1 со средним радиусом п, определяемым из соотношенияThe liquid cooling system of the blades 6 contains in this example, from the front of the disk 2.1, an annular groove 7, axisymmetric to it, open downward (towards the rotor axis), and at least two stationary nozzles 8, directed symmetrically towards the specified groove 7 (Fig. 1) for feeding it contains coolant 9 (as a rule, condensate of water vapor from the steam-turbine part of CCGT unit). The specified liquid 9 during rotation of the rotor of the gas turbine forms inside the groove 7 level 10 of its free surface. Along the perimeter of the profile of the blade 6 in the longitudinal recesses 6.5 of its subsurface layer are longitudinal cooling channels 11 (Fig.1,2). In the upper part, these channels are paired with arc jumpers 11.1 (Fig. 1), in the lower part, their input and output ends are connected to the groove 7 by connecting channels with the formation of a loop-shaped cooling path in each blade 6. The connecting channels for each blade 6 are made in the form of a collector 12 in the sole of its tail portion 6.2, connected to the groove 7 by a radial tube 13 with a connector 14, which enables the individual replacement of each blade. The groove 7 is located in the area of the disk 2.1 with an average radius n, determined from the ratio

$P = P_{п} + 0,5 ρ ω^{2} (r_{2}^{2} - r_{1}^{2}) = (1,07 \dots 1,10) P_{к р}, (1)$

P = P_{P} + 0.5 ρ ω^{2} (r_{2}^{2} - r_{one}^{2}) = (1,07 ... 1.10) P_{to R}, (one)

где P - давление жидкости 9 в охлаждающих каналах 11 у корневого сечения лопатки 6 при вращении ротора, P_п - давление газообразной среды над свободной поверхностью 10 жидкости 9 в желобе 7, P_кр - критическое давление для данной жидкости, при котором исчезает граница между ее паровой и жидкой фазами, ρ - плотность охлаждающей жидкости при ожидаемой ее средней температуре в соединительных каналах 12, 13 до корневого сечения лопатки, ω - угловая скорость вращения ротора, r₂ - радиус диска 2.1 у корневого сечения лопаток 6 (фиг.1).where P is the pressure of the fluid 9 in the cooling channels 11 at the root section of the blade 6 during rotation of the rotor, P _p is the pressure of the gaseous medium above the free surface 10 of the fluid 9 in the trough 7, P _cr is the critical pressure for a given fluid at which the boundary between it disappears vapor and liquid phases, ρ is the density of the coolant at its expected average temperature in the connecting channels 12, 13 to the root section of the blade, ω is the angular velocity of rotation of the rotor, r ₂ is the radius of the disk 2.1 at the root section of the blades 6 (Fig. 1).

Емкость желоба 7 в 100…110 раз превышает емкость охлаждающего тракта (охлаждающих каналов 11 вместе с соединительными каналами 12, 13) одной лопатки 6, а суммарная производительность всех форсунок 8 выбрана из условия поддержания стабильного уровня 10 свободной поверхности охлаждающей жидкости 9 в пределах желоба 7 при вращении ротора. Последний со стороны расположения форсунок 8 снабжен примыкающим к нему и окружающим вал 2 защитным кольцевым дефлектором 15, а желоб выполнен в данном примере заодно с указанным дефлектором 15. Система жидкостного охлаждения дополнительно содержит измеритель уровня 10 свободной поверхности охлаждающей жидкости 9 в желобе 7, выполненный в виде соединенной с воздушными компрессором и расходомером трубки 16 с открытым торцом 16.1, расположенным под указанным желобом 7. В нижней части диска 2.1 с охлаждаемыми жидкостью лопатками 6 под окружающей вал 2 ротора частью дефлектора 15 предусмотрены сквозные отверстия 17 для пропуска воздуха, подводимого из компрессора ГТУ, на охлаждение лопаток последующих менее теплонапряженных ступеней турбины (на чертеже не показаны)The capacity of the groove 7 is 100 ... 110 times the capacity of the cooling path (cooling channels 11 together with the connecting channels 12, 13) of one blade 6, and the total performance of all nozzles 8 is selected from the condition of maintaining a stable level 10 of the free surface of the cooling liquid 9 within the groove 7 when the rotor rotates. The latter, on the location side of the nozzles 8, is equipped with a protective annular deflector 15 adjacent to it and surrounding the shaft 2, and the groove is made in this example in conjunction with the indicated deflector 15. The liquid cooling system further comprises a level gauge 10 of the free surface of the coolant 9 in the groove 7, made in in the form of a tube 16 connected with an air compressor and a flowmeter with an open end 16.1 located under the specified trough 7. In the lower part of the disk 2.1 with liquid-cooled blades 6 under the surrounding wa 2 of the rotor portion of the deflector 15 are provided through holes 17 for the passage of air supplied from the compressor gas turbine, cooling the blades follow less heat-turbine stages (not shown)

Описание работы системы охлажденияDescription of the cooling system

Система жидкостного охлаждения лопаток высокотемпературных ступеней газовой турбины согласно изобретению работает следующим образом. Охлаждающую жидкость (конденсат водяного пара) начинают подавать через форсунки 8 (фиг.1) в процессе пусковой раскрутки ротора турбины до розжига камеры сгорания ГТУ. При этом расход жидкости до окончания розжига ограничивают по условию заполнение элементов 11, 12, 13 охлаждающего тракта высокотемпературных ступеней с образованием (под действием обусловленных вращением ротора центробежных сил) в желобе 7 уровня 10 свободной поверхности (зеркала) жидкости. После розжига камеры сгорания требуемое положение уровня 10 в желобе 7 поддерживается путем регулирования подачи жидкости в форсунки 8 по показаниям измерителя указанного уровня, выполненного в виде трубки 16, соединенной с воздушным компрессором ГТУ. После прогрева лопаток 6 поступающим из камеры сгорания ГТУ газовым потоком возникает (вследствие неизбежной первоначально небольшой разности температур нагретой охлаждающей жидкости в ветвях петлевых каналов 11) естественная циркуляция жидкости в каждом охлаждающем петлевом тракте. В следствие выбранного при проектировании системы охлаждения по математическому соотношению (1) радиуса r₁ расположения желоба 7 на несущем диске 2.1 в охлаждающих каналах 11 выше корневого сечения лопаток 6 (r>r₂) поддерживается давление P>P_кр, в пределе, определяемом длиной лопатки, что обеспечивает однофазное состояние жидкости в каналах 11 профильной части 6.2 лопаток 6. Двухфазное состояние охлаждающей жидкости допускается на участках опускных ветвей петлевых каналов 11 до коллектора 12, где давление жидкости понижается ниже критического и ее температура оказывается выше температуры насыщения. Двухфазное состояние на этих участках допустимо, во-первых, потому, что практически отсутствует теплоподвод к жидкости, а, во-вторых, вследствие того, что при докритическом, но еще высоком давлении пар выделяется в виде мельчайших пузырьков, которые затем конденсируются в объеме заполняющей коллектор 12 жидкости. При этом температура жидкости повышается, что способствует уменьшению термических напряжений растяжения. Однофазное состояние жидкости сохраняется и на участке от коллектора 12 до дна желоба 7, представляющем собой радиальную трубку 13, в поперечном сечении которой осуществляется разнонаправленная естественно-конвективная (термосифонная) циркуляция жидкости. Парообразование возобновляется в объеме жидкости 9. Пар выделяется на свободной поверхности 10 и отводится в переднюю пазуху 4, откуда он поступает на герметизацию уплотнения 5 переднего осевого зазора между диском 2.1 и корпусом 1 и, проходя через указанный зазор, обеспечивает завесное охлаждение оснований лопаток 6, смешивается с рабочим телом (газовым потоком продуктов сгорания) и расширяется вместе с ним, повышая тем самым вырабатываемую турбиной мощность. Ожидаемый расход жидкости в системе охлаждения согласно изобретению примерно в 1,5 раза меньше, по сравнению с расходом охлаждающей жидкости согласно ближайшему аналогу, как уже отмечалось, за счет поддержания более высокой температуры лопаток. Потеря этого уменьшенного количества охлаждающей жидкости, связанная с подмешиванием образующегося пара к рабочему телу ГТУ, таким образом, незначительна, а энергия пара полезно используется при его расширении в газовой турбине и последующем охлаждении в котле-утилизаторе до температуры уходящих газов. Наличие дефлектора 15 предохраняет вал 2 и несущие диски 2.1 высокотемпературных ступеней ротора газовой турбины от температурных напряжений и эрозии, связанных с попаданием на них капель охлаждающей жидкости из форсунок 8. Охлаждение лопаток менее теплонапряженных турбинных ступеней может производиться компрессорным воздухом, поступающим в соответствующие полости между их дисками через сквозные отверстия 17 в дисках 2.1 высокотемпературных ступеней, оборудованных системой жидкостного охлаждения лопаток.The liquid cooling system of the blades of the high temperature stages of a gas turbine according to the invention operates as follows. Coolant (water condensate) begin to be fed through nozzles 8 (Fig. 1) during the starting up of the turbine rotor before ignition of the gas turbine combustion chamber. In this case, the fluid flow rate until the ignition is completed is limited by the condition that the elements 11, 12, 13 of the cooling tract of the high-temperature stages are filled with the formation (under the action of centrifugal forces caused by the rotation of the rotor) in the groove 7 of level 10 of the free surface (mirror) of the liquid. After ignition of the combustion chamber, the required position of level 10 in the trough 7 is maintained by regulating the flow of fluid into the nozzles 8 according to the readings of the meter of the indicated level, made in the form of a tube 16 connected to the gas turbine compressor. After the blades 6 are heated, the gas flow coming from the gas turbine combustion chamber arises (due to the initially inevitable small temperature difference of the heated coolant in the branches of the loop channels 11), natural fluid circulation in each cooling loop path. Due to the radius r _{1 of the} location of the groove 7 on the supporting disk 2.1 selected in the design of the cooling system according to the mathematical relation (1), in the cooling channels 11 above the root section of the blades 6 (r> r ₂ ), pressure P> P _{cr is} maintained, in a limit determined by the length blades, which ensures a single-phase state of the fluid in the channels 11 of the profile part 6.2 of the blades 6. The two-phase state of the coolant is allowed in the sections of the lower branches of the loop channels 11 to the manifold 12, where the fluid pressure drops below the critical and e its temperature is higher than the saturation temperature. The two-phase state in these areas is permissible, firstly, because there is practically no heat supply to the liquid, and, secondly, due to the fact that at subcritical, but still high pressure, steam is released in the form of tiny bubbles, which then condense in the filling volume fluid manifold 12. In this case, the temperature of the liquid rises, which helps to reduce thermal tensile stresses. The single-phase state of the liquid is also preserved in the area from the collector 12 to the bottom of the groove 7, which is a radial tube 13, in the cross section of which there is a multidirectional naturally convective (thermosiphon) liquid circulation. Steam generation resumes in the volume of liquid 9. The steam is released on the free surface 10 and discharged into the front sinus 4, from where it enters the sealing of the front axial clearance seal 5 between the disk 2.1 and the housing 1 and, passing through this gap, provides a curtain cooling of the base of the blades 6, mixes with the working fluid (gas flow of combustion products) and expands with it, thereby increasing the power generated by the turbine. The expected flow rate of the liquid in the cooling system according to the invention is approximately 1.5 times less compared to the flow rate of the cooling liquid according to the closest analogue, as already noted, by maintaining a higher temperature of the blades. The loss of this reduced amount of coolant associated with the mixing of the generated steam with the GTU working fluid is thus insignificant, and the steam energy is useful when it is expanded in a gas turbine and then cooled in a waste heat boiler to the temperature of the exhaust gases. The presence of a deflector 15 protects the shaft 2 and the carrier disks 2.1 of the high-temperature stages of the gas turbine rotor from temperature stresses and erosion associated with dropping coolant drops from the nozzles 8. The cooling of the blades of less heat-stressed turbine stages can be carried out by compressor air entering the respective cavities between them disks through through holes 17 in disks 2.1 of high-temperature stages equipped with a liquid cooling system for blades.

При останове ГТУ после отключения подачи топлива в камеру сгорания сразу же прекращается поступление охлаждающей жидкости через форсунки 8. Продолжительность выбега массивного ротора одновальной энергетической ГТУ вместе с ротором электрогенератора составляет порядка 20 минут. Она достаточна для полного испарения жидкости в объеме охлаждающего тракта лопаток за счет аккумулированной ими теплоты.When the gas turbine shutdown after turning off the fuel supply to the combustion chamber, the flow of coolant through the nozzles 8 immediately stops. The run-out time of the massive rotor of a single-shaft energy gas turbine together with the rotor of the generator is about 20 minutes. It is sufficient for complete evaporation of the liquid in the volume of the cooling path of the blades due to the heat accumulated by them.

Claims

1. Система жидкостного охлаждения лопаток по меньшей мере одной высокотемпературной ступени газовой турбины, закрепленных хвостовой частью на ободе несущего диска указанной ступени ротора турбины, содержащая с одной из сторон указанного диска осесимметричный ему открытый вниз кольцевой желоб, по меньшей мере две неподвижные форсунки, направленные симметрично в сторону указанного желоба для подачи в него охлаждающей жидкости, а также расположенные по периметру профиля лопатки в ее подповерхностном слое продольные охлаждающие каналы, входные концы которых сообщены соединительными каналами с указанным желобом с образованием петлевидного охлаждающего тракта в каждой лопатке и свободной поверхности жидкости в желобе при вращении ротора, отличающаяся тем, что желоб расположен в зоне диска со средним радиусом r₁, определяемым из соотношения

P = P_{п} + 0,5 ρ ω^{2} (r_{2}^{2} - r_{1}^{2}) = (1,07 \dots 1,10) P_{к р}

,
где P - давление жидкости в охлаждающих каналах у корневого сечения лопатки, P_п - давление газообразной среды над свободной поверхностью жидкости, P_кр - критическое давление охлаждающей жидкости, при котором исчезает граница между ее паровой и жидкой фазами, ρ - плотность охлаждающей жидкости при ожидаемой ее средней температуре в соединительных каналах до корневого сечения лопатки, ω - угловая скорость вращения диска, r₂ - радиус диска у корневого сечения лопаток,
выходные концы охлаждающих каналов сообщены так же, как входные, с помощью соединительных каналов с указанным желобом, емкость последнего в 100…110 раз превышает емкость охлаждающего тракта одной лопатки, а суммарная производительность всех форсунок выбрана из условия поддержания стабильного уровня свободной поверхности охлаждающей жидкости в пределах указанного желоба при вращении ротора.1. The liquid cooling system of the blades of at least one high-temperature stage of a gas turbine, mounted by the tail part on the rim of the carrier disk of the indicated stage of the turbine rotor, containing from one side of the specified disk an annular chute, axisymmetric to it, open downward, at least two fixed nozzles directed symmetrically in the direction of the specified trough for supplying coolant to it, as well as longitudinal cooling channels located along the perimeter of the blade profile in its subsurface layer, Khodnev ends of which connecting channels communicated with said chute to form a loop-shaped cooling path to each blade and the free liquid surface in the trough when the rotor rotates, characterized in that the groove is located in the middle area of the disc with radius r _1, determined from the relation

P = P_{P} + 0.5 ρ ω^{2} (r_{2}^{2} - r_{one}^{2}) = (1,07 ... 1.10) P_{to R}

,
where P is the pressure of the liquid in the cooling channels at the root section of the scapula, P _p is the pressure of the gaseous medium above the free surface of the liquid, P _cr is the critical pressure of the coolant at which the boundary between its vapor and liquid phases disappears, ρ is the density of the coolant at the expected its average temperature in the connecting channels to the root section of the scapula, ω is the angular velocity of rotation of the disk, r ₂ is the radius of the disk at the root section of the scapula,
the output ends of the cooling channels are communicated in the same way as the input ends, using the connecting channels with the specified trough, the capacity of the latter is 100 ... 110 times higher than the capacity of the cooling path of one blade, and the total performance of all nozzles is selected from the condition of maintaining a stable level of the free surface of the coolant within the specified trough during rotation of the rotor.

2. Система жидкостного охлаждения по п.1, отличающаяся тем, что указанные соединительные каналы для каждой лопатки выполнены в виде коллектора в подошве ее хвостовой части, соединенного с указанным желобом радиальной трубкой с разъемом, обеспечивающим возможность индивидуальной замены каждой лопатки.2. The liquid cooling system according to claim 1, characterized in that the said connecting channels for each blade are made in the form of a collector in the sole of its tail portion connected to the specified groove by a radial tube with a connector, which enables individual replacement of each blade.

3. Система жидкостного охлаждения по п.1 или 2, отличающаяся тем, что диск со стороны расположения форсунок снабжен примыкающим к нему и окружающим вал ротора защитным кольцевым дефлектором, а желоб выполнен заодно с указанным дефлектором или прикреплен к нему.3. The liquid cooling system according to claim 1 or 2, characterized in that the disk on the side of the nozzle is equipped with a protective ring deflector adjacent to it and surrounding the rotor shaft, and the chute is made integral with the indicated deflector or attached to it.

4. Система жидкостного охлаждения по п.1 или 2, отличающаяся тем, что она дополнительно содержит измеритель уровня свободной поверхности охлаждающей жидкости в желобе, выполненный в виде соединенной с воздушными компрессором и расходомером трубки с открытым торцом, расположенным под указанным желобом.4. The liquid cooling system according to claim 1 or 2, characterized in that it further comprises a level meter of the free surface of the cooling liquid in the trough, made in the form of an open end pipe connected to the air compressor and flow meter located under the specified trough.

5. Система жидкостного охлаждения по п.3, отличающаяся тем, что она дополнительно содержит измеритель уровня свободной поверхности охлаждающей жидкости в желобе, выполненный в виде соединенной с воздушными компрессором и расходомером трубки с открытым торцом, расположенным под указанным желобом.5. The liquid cooling system according to claim 3, characterized in that it further comprises a level meter of the free surface of the cooling liquid in the trough, made in the form of an open end pipe connected to the air compressor and flow meter located under the specified trough.

6. Система жидкостного охлаждения по п.4, отличающаяся тем, что в нижней части диска с охлаждаемыми жидкостью лопатками под окружающей вал ротора частью дефлектора предусмотрены сквозные отверстия для пропуска воздуха, подводимого из указанного компрессора, на охлаждение лопаток последующих менее теплонапряженных ступеней турбины.6. The liquid cooling system according to claim 4, characterized in that in the lower part of the disk with liquid-cooled blades under the surrounding rotor shaft, a part of the deflector is provided with through holes for passing air supplied from the specified compressor to the cooling of the blades of subsequent less heat-stressed stages of the turbine.

7. Система жидкостного охлаждения по п.5, отличающаяся тем, что в нижней части диска с охлаждаемыми жидкостью лопатками под окружающей вал ротора частью дефлектора предусмотрены сквозные отверстия для пропуска воздуха, подводимого из указанного компрессора, на охлаждение лопаток последующих менее теплонапряженных ступеней турбины. 7. The liquid cooling system according to claim 5, characterized in that in the lower part of the disk with liquid-cooled blades under the surrounding rotor shaft, a part of the deflector has through holes for passing air supplied from the specified compressor to the cooling of the blades of the subsequent less heat-stressed stages of the turbine.