[發明專利]用于重型燃氣渦輪機的渦輪機殼體沖擊冷卻

有效

• 申請號: 200710180784.0
• 申請日: 2007-10-12
• 公開（公告）號: CN101161997A
• 公開（公告）日: 2008-04-16
• 發明（設計）人: D·M·埃里克森;張華;J·西爾
• 申請（專利權）人: 通用電氣公司
• 主分類號: F02C7/18
• 分類號: F02C7/18
• 代理公司: 中國專利代理(香港)有限公司
• 代理人: 原紹輝

背景技術

空氣沖擊冷卻已經用于控制小燃氣渦輪機的殼體溫度且用于減少并維持旋轉葉片和附隨的內部殼體表面之間的間隙。在重型燃氣渦輪機上的空氣沖擊冷卻系統的一個問題是獲得通過大的非一致非標準的殼體表面的一致的傳熱系數的能力。在小燃氣渦輪機上，通常應用小的沖擊孔和短的噴嘴到表面距離。這些因素產生殼體上要求的更高的傳熱系數。應用小的沖擊冷卻孔的一個有害影響為需要操作在通過孔的高差壓降下。這導致不希望的高冷卻空氣供應壓力的要求，其負面地影響凈效率。

作為一種渦輪機間隙控制方法，沖擊冷卻已經應用于飛行器發動機。然而，在飛行器發動機上使用的沖擊系統不能在重型渦輪機應用中使用。應用到飛行器發動機的系統采用從壓縮機排出的空氣作為冷卻媒介。由于設計傳熱系數要求更冷的空氣溫度，在重型燃氣渦輪機上使用壓縮機排出空氣是不可行的。重型燃氣渦輪機具有顯著大的、非一致的殼體表面，與飛行器發動機相比其要求復雜的歧管設計。同樣，殼體厚度和殼體厚度變化在重型燃氣渦輪機上相當大。

目前，本領域中要求能夠在重型燃氣渦輪機上提供間隙控制的沖擊冷卻系統。這種系統將要求的傳熱系數合適地提供到目標殼體表面，且合適地控制空氣到殼體的流動是基本的。

附圖說明

圖1為依據本發明的實施例的重型燃氣渦輪機的截面圖；

圖2為依據本發明的實施例的渦輪機葉片到罩間隙的特寫圖；

圖3為依據本發明的實施例的沖擊冷卻系統；

圖4為依據本發明的實施例的沖擊冷卻歧管的透視圖；

圖5為依據本發明的實施例的沖擊冷卻歧管的截面圖；

圖6為依據本發明的實施例的在渦輪機殼體上安裝的沖擊冷卻歧管的透視圖。

具體實施方式

現在，本發明將參見附圖在下文中更全面地描述，其中顯示本發明的示范性的實施例。然而，本發明可以以許多不同的形式實施且不應該解釋為限于在此陳列的實施例；相反，提供這些實施例使得本披露詳盡和完整，且將本發明的范圍傳達給本領域中的技術人員。

圖1圖示重型渦輪機110的示范性實施例。重型渦輪發動機包括壓縮機段112、燃燒器段114和渦輪機段116。渦輪機110也包括壓縮機殼體118和渦輪機殼體120。渦輪機和壓縮機殼體118、120包圍重型渦輪機的主要部件。渦輪機段116包括軸和多組旋轉和靜止渦輪機葉片。

參見圖1，渦輪機殼體120可以包括附接到殼體120的內部表面的罩126。罩126可以定位為接近旋轉渦輪機葉片122的尖端，以最小化通過葉片尖端123的空氣泄漏。葉片尖端123和罩126之間的距離稱為間隙128。需要注意的是，由于葉片和殼體的不同熱增長特性，每個渦輪機級的間隙128不一致。

重型燃氣渦輪機效率的關鍵貢獻者為通過葉片尖端123到殼體間隙128的空氣/排出氣體泄漏數量。圖2圖示渦輪機葉片尖端123和渦輪機殼體120中罩126之間的間隙128的示范性實施例。由于渦輪機葉片尖端123和渦輪機殼體120的不同的熱增長特性，當渦輪機通過從點火到基本載荷穩定狀態條件的瞬態過渡時，間隙128顯著地改變。間隙控制系統，包括其操作順序，可以實施以解決在全操作條件期間的特定的間隙特性問題?？刂葡到y的不正確的設計和/或者定序可以導致渦輪機葉片尖端123與殼體罩126的過大的摩擦，其能夠導致增加的間隙和減少的性能。

如在圖3的示范性的實施例中圖示的，沖擊空氣冷卻系統200可以用于減少并維持在渦輪機罩126和附隨的葉片尖端123之間的間隙。參見圖3，沖擊空氣冷卻系統200可以包括鼓風機130、流動控制阻尼器132、互連管道134、分配集管136、流動計量閥或者孔口138和一系列沖擊冷卻歧管140。沖擊冷卻歧管附接到渦輪機殼體。在圖3示范性的實施例中，多個沖擊歧管140圍繞渦輪機殼體120的周邊附接。沖擊冷卻鼓風機130從環境空氣抽吸且將空氣鼓風通過流動控制阻尼器132、互連管道134、分配集管136、流動計量閥或者孔口138且進入沖擊冷卻歧管140。鼓風機130可以為包括風扇或者噴射器的任何鼓鳳設備。沖擊冷卻歧管140確保將一致的傳熱系數提供到渦輪機殼體120。需要理解的是，沖擊空氣冷卻系統不限于在此披露的元件，而可以包括使空氣能夠沿沖擊冷卻歧管通過的任何元件。