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CN102686832B - 冷却涡轮定子的方法和实现所述方法的冷却系统 - Google Patents

冷却涡轮定子的方法和实现所述方法的冷却系统 Download PDF

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CN102686832B CN201080059393.3A CN201080059393A CN102686832B CN 102686832 B CN102686832 B CN 102686832B CN 201080059393 A CN201080059393 A CN 201080059393A CN 102686832 B CN102686832 B CN 102686832B
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Abstract

本发明涉及一种用于冷却涡轮机涡轮(1)的方法和系统，所述方法和系统包括：至少一对待冷却部件，所述一对待冷却部件由位于转子阀门上游的定子(7)和邻近所述定子(7)的下游可动叶片(11)的密封环支撑件(9)构成；涡轮壳体(3)和出口路径(13)。所述系统具体包括：壳体(3)中面向至少一个待冷却部件(7、9)的至少一个开口(15)；以及产生与所述部件(7、9)有关的强制对流(19、24、26、30)的空气回路以及路径(13)上的至少一个下游出口(56)，以吸入和输送周围气流(Fs)。

Description

冷却涡轮定子的方法和实现所述方法的冷却系统
技术领域
本发明涉及配备在飞机推进涡轮机，尤其是直升机上的燃气涡轮机的定子、分配器或环的冷却方法，以及用于实现该方法的冷却系统。
背景技术
涡轮机热力循环的温度越来越高，这需要将冷却器延伸至涡轮机的定子部分处：涡轮的分配器的固定轮叶、以及可动叶片或转子的光滑或密封环支撑件(下文中称为环支撑件)。于是，以横越分配器的轮叶的方式引入空气，然后将空气引入转子环上方。接下来，将空气重新引入到出口路径。
接下来，出口喷嘴在低速下具有能够达到负值的恢复系数(Cp)，这导致大气与涡轮的出口平面之间压力差的逆转。于是，排气会引起热空气的重新引入并阻止定子的冷却。
此外，使用通入压缩机水平的冷气具有性能成本，这是因为其不会对动力工作有贡献。
发明内容
本发明旨在通过在待冷却定子级引入周围空气解决该缺点。
更具体地说，本发明涉及一种冷却发动机的涡轮部件的冷却方法，所述涡轮部件在排气口处呈现出在全速操作下具有正值Cp的构造，从而需要进行冷却，所述方法包括：在待冷却至少一个部件处吸入通入的周围气流，随后产生与所述部件有关的强制对流的交叉，然后在出口路径中重新引入下游空气。
术语“上游”和“下游”指的是发动机中的气流方向，术语“内”和“外”分别指的是分别“沿”涡轮旋转轴线的“方向”“观看”到的位置。
这种方法在涡轮或发动机的能够限定出口压以足够提供在一系列操作速度下保持正值的Cp的构造情况下尤其有效。对于如下情况均是如此：
单级涡轮以与双级涡轮相同的膨胀率工作，这使得出口静压显著地小于双级涡轮获得的静压；
具有尤其用于通轴构造的轴对称喷嘴的发动机。
根据优选实施例：
冷却用于至少一对部件，该至少一对部件包括上游定子和邻近定子的下游环支撑件，所述冷却以串行模式、并行模式或者混合模式执行，在串行模式中，通过同一气流在两个部件中连续循环进行冷却，在并行模式中，通过气流在两个部件每一个中的独立循环进行冷却，在混合模式中，通过同一气流连续循环和在上游定子处通入的周围空气在第二部件中的独立循环进行串行混合冷却，通过同一气流连续循环和通过在每个部件处通入周围空气进行并行混合冷却；
用并行排气来实现出口路径中的下游重新引入；
抽取通入的空气也与至少一个待冷却发动机部件接触，例如壳体的臂上的环支撑件的保持锁。
本发明还旨在一种涡轮机的涡轮的冷却系统，所述冷却系统包括：由至少一个具有固定轮叶的分配器上游定子、用于可动叶片的环支撑件、涡轮壳体和出口路径，该系统能够实现上述方法。这种系统包括：壳体中的面向至少一个待冷却部件的开口、与这种部件有关的受迫空气循环、以及出口路径中的至少一个下游出口。
根据具体实施例：
在壳体中面向待冷却的分配器的每个轮叶中的空气循环入口形成有开口，这种循环通过径向回路来实现，径向回路包括至少两个通道以及涡轮的出口路径上的空气出口；
在这两个通道之间设置有轴对称腔体，以使气流的压力均匀化且实现对固定轮叶的较好冷却；
通过分配器的轮叶的出口处的连通通道对执行涡轮转子的分配器和密封环支撑件进行串行冷却，连通通道通入与环支撑件的外侧径向连接的腔体，然后经由设置在环支撑件中的至少一个孔通向涡轮的出口路径；
所述环支撑件呈现为至少一个上游钩部，所述至少一个上游钩部能够将壳体的带叶片凸缘(无论是否分扇形区段)和分配器封闭从而形成连通通道；
分配器的每个轮叶的通道包括直接通入腔体而形成连通通道的延伸部；
以并行模式执行冷却，分配器的轮叶的径向回路面向在转子的环支撑件中布置的通道入口敞开，以向上与出口路径交叉，并且在壳体中与环支撑件相对地形成孔，以通过吸入通入的周围气流并且经由出口孔形成与腔体和环支撑件交叉的并行空气循环回路；
在环支撑件的冷却回路的腔中设置有环形有孔金属片以改善与通入的空气的热交换；
通过组合上述串行或并行空气循环以串行和/或并行模式执行冷却；
通过参与这种循环的定子轮叶和/或壳体的叶栅结构实现空气循环；
至少一个空气回路配有止回空气阀门，该止回空气阀门可以位于布置在壳体中的开口处。
本发明尤其适用于单级涡轮，且适用于通轴发动机的构造，从而有利地允许轴对称喷嘴在整个速度上呈现特别有益的CP曲线。
附图说明
通过阅读下文参考附图给出的示例性实施例的详细说明之后将理解本发明的其他特征和优点，这些附图分别示出：
图1是涡轮机中的涡轮转子的定子分配器和密封环支撑件的示例性串行冷却回路的局部剖视图；
图1a和图1b是分配器与壳体之间通过钩部组装的组件的放大图且是在这种组件处沿图1a中的线I-I截取的局部剖视图；
图1c是位于两个冷却通道之间的轴对称腔体的局部剖视图；
图2示出了具有分配器中的双上游密封件和交替空气循环通道的图1的实例；
图3是不具有根部的转子中的分配器和环支撑件的示例性串行冷却回路的局部剖视图；以及
图4是不带有任何根部的具有可动叶片的涡轮的示例性并行冷却回路的局部剖视图。
具体实施方式
术语“内”和“外”限定了从涡轮的旋转轴线的一侧或从该轴线的相反侧观看到的部件。此外，附图中相同的附图标记表示相同或等同的部件。
参考1，涡轮1具体地在壳体3中由具有固定轮叶7的空气分布定子或分配器、用于可动叶片11的密封环支撑件9、以及用于到达喷嘴(未示出)的出口路径13组成。壳体3利用支撑臂3a、3b和3c固定分配器和环支撑件的位置。整流罩下方的空气在低压下以气流Fs的形式被吸入，横穿壳体3的进入孔15向上穿过分配器7和环支撑件9到达出口路径13。
孔15布置成面向进气口17，进气口17设置在分配器7内的第一径向循环通道19的一端处。壳体3上的分配器7的上游密封件由壳体3的第一上游臂3a与分配器7的上游边缘7r之间的衬垫20提供。
中间径向壁22使第一循环通道19与第二循环通道24分隔开，这些通道还由分配器7的轮叶的前缘7a和后缘7f界定。两个通道经由腔体25连通，允许气流Fs沿相反方向从第一通道循环到第二通道。在可替换方案中，如图1c所示，部件25a被任何已知方式(螺纹、焊接)紧固至轮叶7的端部以在通道19与24之间提供过渡。该部件的内部被加工成形成两个通道19与24之间的轴对称腔体25b，以使气流Fs的压力均匀化从而获得对固定轮叶7的较佳冷却效果。这种插入式构造对轮叶7的制造还是有益的，这是因为其内径向端部是敞开的。在通道内部提供所谓“长号”型气流扰动28以增加热传递。
在第二通道24的径向端部，气流Fs进入并循环，从而在位于壳体3与环支撑件9的外侧Fe之间的腔体26内产生强制对流。径向外环形片30在其端部处与固定环支撑件9制成一体。如图1a和图1b更详细示出，通道24与腔体26之间的连接部由分别形成于分配器7的臂7b和壳体3的臂3b中的叶栅71和31制成。这种凸缘被保持在钩部32中，钩部形成环支撑件9的上游端。在环形片中布置有孔部30a以形成空气速度高的环形冲击喷流30以有助于环支撑件9与腔体26之间的热传递。环形片在其上游端与钩部32的径向侧面形成一体。
在示出的实例中，可动叶片11在外端部处配有面向可磨损蜂窝材料36的根部34。这种可磨损材料与环支撑件9的内侧Fi制成一体。环支撑件9的下游端与环形片30的下游端制成一体，壳体3的下游凸缘3c被锁件38紧密保持。这种材料使得叶片11膨胀时限制可动叶片11与密封环支撑件9之间尤其是在高速下的间隙：于是根部34的唇部34a可以进入材料36而不会劣化从而提供转子与环之间的密封。
气流Fs在同样提供受迫对流时受压向上朝环支撑件的下游端流动，然后经由布置在环支撑件9上的开口40被吸入。有利地，可以利用形成于环形片30上的粗糙表面上的强制对流来改善热传递。然后，气流经由位于可动叶片11的下游的通路42排出到路径13。
可选地，在一侧，固定轮叶7的上游密封衬垫20可以是“w”形唇接合部，并且在另一侧，环支撑件可以采用连续环形形式或环形扇区形式(分段)。
可选地，例如图2所示，分配器7的上游密封件是成对的：第二衬垫44的位置由于形成于前缘7a的突起部上的台肩46的存在而设置为面向布置在壳体3的上游凸缘3a上的凹槽48。
此外，图2示出分配器7的第二冷却通道24通向腔体26的流动通路的另一选择。这种通路由通道24的延伸部24p来获得。在示出的实例中这种延伸部在弯曲且渐缩的情况下直接延伸为经由形成于壳体3的凸缘3b中的开口50通入腔体26。
根据另一选择，如图3所示，可动叶片不具有任何根部。环支撑件9距叶片11的边缘11b足够远从而在可动叶片11发生热膨胀时防止发生任何接触。此外，可磨损材料层37可以从环支撑件上突出以在叶片顶部提供密封。这种构造具有如下优点：能够具有体积更大从而气流Fs量更大的腔体26，从而在经由开口26朝向出口路径13排出之前，在环支撑件的外侧Fe存在更好的热传递。还可以通过例如在中间高度处进行焊接而将有孔环形片30设置在这种腔体内。此外，通过利用凸缘33保持在壳体上来简化环支撑件9的安装。
图4示出了不具有根部的可动叶片11构造的根据本发明的并行模式的示例性冷却系统。这种冷却系统包括两个独立的气流循环回路Fs和Fs’。第一回路涉及通过经由支架3的开口15吸入空气、通过如图1和图2所示的通道19和24的气流循环Fs向上到达形成于分配器7的臂7b中的第一叶栅71对分配器7进行冷却。在壳体3的凸缘3b中不形成叶栅。在环支撑件9中与叶栅71相对地形成有直接出口通道52，直接出口通道52通入出口路径13。然后，在叶栅71的出口处，气流Fs进入通道52的入口53并排出到路径13。
第二空气回路由在环支撑件9处形成于壳体3中的第二孔54实现。在受压时，气流Fs’穿过腔体26并经由在环支撑件9中与通道52的出口平行地制成的第二开口56排出。因此这些回路有助于冷却环支撑件9。
本发明不限于所说明和描述的示例性实施例。因此，通过在路径13中直接提供定子的轮叶7的径向通道24的出口可以使与定子有关和与密封环支撑件有关的空气循环完全独立。此外，可以在分配器的轮叶中提供数量多于2的径向通道，在每个定子、分配器或环支撑件处在壳体提供多个开口，或者利用本领域技术人员已知的任意方便方式(夹紧、箍紧、焊接等)将分配器或环支撑件布置在壳体上。此外，分配器和转子的数量不限于1个，而是对应于本发明规定的任何涡轮。

Claims (10)

1.一种冷却发动机的涡轮(1)部件(7、9)的冷却方法，所述发动机在排气口处呈现为在整个操作速度上具有正值Cp的构造，所述涡轮部件需要冷却，并设置为包括上游定子(7)和邻近所述上游定子(7)的下游可动叶片(11)的密封环支撑件(9)的至少一对部件，所述上游定子为第一部件，所述密封环支撑件为第二部件；所述方法包括：在待冷却的至少一个部件(7、9)处通过抽吸通入(15、54)周围气流(Fs、Fs’)，随后进行产生与所述部件(7、9)有关的强制对流(19、24、52、26、30)的交叉，然后在出口路径(13)进行下游空气重新引入(42、56)，
其特征在于，所述冷却以如下模式执行：同一气流(Fs)在两个部件(7、9)中连续循环的串行模式、气流(Fs、Fs’)在两个部件(7、9)每一者中的独立循环的并行模式、或通过在上游定子(7)处通入周围空气以进行串行和混合冷却、在每个部件(7，9)处通入周围空气以进行并行和混合冷却，使同一第一气流(Fs)在第一和第二部件中连续循环、使第二气流(Fs’)在第二部件(9)中独立循环的混合模式。
2.根据权利要求1所述的冷却方法，其中，当所述冷却以并行模式或混合模式进行时，用并行排气在所述出口路径(13)中实现下游空气重新引入(52、56)。
3.一种用于冷却涡轮机的涡轮的冷却系统，所述冷却系统用于实施根据权利要求1或2所述的方法，所述冷却系统包括：至少一对待冷却部件，所述至少一对待冷却部件由具有固定轮叶的分配器上游定子(7)和具有邻近上游定子(7)的下游可动叶片的转子(11)的密封环支撑件(9)构成；涡轮壳体(3)和出口路径(13)；壳体(3)中的面向至少一个待冷却部件(7、9)的至少一个开口(15、54)、与这种部件(7、9)有关的强制空气循环(19、24、26)；以及路径(13)的至少一个下游出口(42、56)，所述冷却系统的特征在于：
串行地执行分配器和涡轮转子的密封环支撑件(9)的冷却，分配器的轮叶的出口处的连通通道(3l、7l；24p)通入与密封环支撑件(9)的外侧(Fe)径向连接的腔体(26)，然后经由设置在密封环支撑件(9)中的至少一个孔(40)通向涡轮的出口路径(13)。
4.根据权利要求3所述的冷却系统，其中，在壳体(3)中面向待冷却的分配器的每个轮叶中的空气循环入口(17)形成有开口(15)，这种循环通过径向回路来实现，径向回路包括至少两个通道(19、24)以及涡轮的出口路径(13)上的空气出口(42)。
5.根据权利要求4所述的冷却系统，其中，在两个通道(19、24)之间设置有轴对称腔体(25b)，以使气流(Fs)的压力均匀化且实现固定轮叶的较好冷却。
6.根据权利要求5所述的冷却系统，其中，所述环支撑件呈现有至少一个上游钩部(32)，所述至少一个上游钩部能够将壳体的带叶片凸缘(3b、7b)和分配器叶片封闭而形成连通通道。
7.根据权利要求6所述的冷却系统，其中，定子的每个轮叶的循环通道(19、24)包括直接通入腔体(26)而形成连通通道的延伸部(24p)。
8.根据权利要求3至7中任一项权利要求所述的冷却系统，其中，在密封环支撑件(9)的冷却回路的腔体(26)中设置有环形有孔金属片(30)。
9.一种用于冷却涡轮机的涡轮的冷却系统，所述冷却系统用于实现根据权利要求1或2所述的方法，所述冷却系统包括：至少一对待冷却的部件，所述至少一对待冷却的部件由具有固定轮叶的分配器上游定子(7)和具有邻近上游定子(7)的下游可动叶片的转子(11)的密封环支撑件(9)构成；涡轮壳体(3)和出口路径(13)；壳体(3)中的面向至少一个待冷却部件(7、9)的至少一个开口(15、54)、与这种部件(7、9)有关的强制空气循环(19、24、26)；以及路径(13)的至少一个下游出口(42、56)；所述冷却系统的特征在于：
以并行模式执行冷却，分配器的轮叶的径向回路开设成与布置在转子的密封环支撑件(9)中的通道入口(52)相反以向上与出口路径(13)交叉，并且在壳体(3)中面向密封环支撑件(9)形成孔，以通过抽吸通入周围气流(Fs’)并且经由出口孔(56)形成与腔体(26)和密封环支撑件(9)交叉的并行空气循环回路。
10.一种用于冷却涡轮机的涡轮的冷却系统，所述冷却系统用于实现根据权利要求1或2所述的方法，所述冷却系统包括：至少一对待冷却的部件，所述至少一对待冷却的部件其由具有固定轮叶的分配器上游定子(7)和具有邻近上游定子(7)的下游可动叶片的转子(11)的密封环支撑件(9)构成，所述上游定子为第一部件，所述密封环支撑件为第二部件；涡轮壳体(3)和出口路径(13)；壳体(3)中的面向至少一个待冷却部件(7、9)的至少一个开口(15、54)、与这种部件(7、9)有关的强制空气循环(19、24、26)；以及路径(13)的至少一个下游出口(42、56)，所述冷却系统的特征在于：
通过根据权利要求3至8中的任何一项权利要求所述的串行模式在第一和第二部件(7，9)中进行冷却的同一第一气流(Fs)的连续循环和通过根据权利要求9中所述的并行模式在第二部件(9)中进行冷却的独立的流循环(Fs)，以混合模式进行冷却。
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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2011005858A2 (en) * 2009-07-09 2011-01-13 Frontline Aerospace, Inc. Compressor cooling for turbine engines
RU2547351C2 (ru) * 2010-11-29 2015-04-10 Альстом Текнолоджи Лтд Осевая газовая турбина
RU2547541C2 (ru) * 2010-11-29 2015-04-10 Альстом Текнолоджи Лтд Осевая газовая турбина
ES2731206T3 (es) 2012-03-12 2019-11-14 MTU Aero Engines AG Turbina de gas, álabe director para la carcasa de una turbina de gas, así como procedimiento para la fabricación de un álabe director
US8961108B2 (en) * 2012-04-04 2015-02-24 United Technologies Corporation Cooling system for a turbine vane
RU2498087C1 (ru) * 2012-04-16 2013-11-10 Николай Борисович Болотин Турбина газотурбинного двигателя
RU2499893C1 (ru) * 2012-04-16 2013-11-27 Николай Борисович Болотин Турбина газотурбинного двигателя
US9670785B2 (en) * 2012-04-19 2017-06-06 General Electric Company Cooling assembly for a gas turbine system
US9103225B2 (en) * 2012-06-04 2015-08-11 United Technologies Corporation Blade outer air seal with cored passages
JP5951386B2 (ja) * 2012-07-20 2016-07-13 株式会社東芝 タービンおよびタービン冷却方法
US9316153B2 (en) * 2013-01-22 2016-04-19 Siemens Energy, Inc. Purge and cooling air for an exhaust section of a gas turbine assembly
EP2863020A1 (de) * 2013-10-16 2015-04-22 Siemens Aktiengesellschaft Turbinenschaufel, Ringsegment, zugehörige Turbinenschaufelanordnung, Stator, Rotor, Turbine und Kraftwerksanlage
US9797259B2 (en) * 2014-03-07 2017-10-24 Siemens Energy, Inc. Turbine airfoil cooling system with cooling systems using high and low pressure cooling fluids
US10400627B2 (en) * 2015-03-31 2019-09-03 General Electric Company System for cooling a turbine engine
US9988934B2 (en) * 2015-07-23 2018-06-05 United Technologies Corporation Gas turbine engines including channel-cooled hooks for retaining a part relative to an engine casing structure
CN104964594B (zh) * 2015-07-27 2017-10-24 武汉大学 一种带状插件与肋片配合强化传热装置
US10550721B2 (en) * 2016-03-24 2020-02-04 General Electric Company Apparatus, turbine nozzle and turbine shroud
GB201612646D0 (en) * 2016-07-21 2016-09-07 Rolls Royce Plc An air cooled component for a gas turbine engine
US20180347399A1 (en) * 2017-06-01 2018-12-06 Pratt & Whitney Canada Corp. Turbine shroud with integrated heat shield
FR3072711B1 (fr) 2017-10-19 2021-07-16 Safran Aircraft Engines Element de repartition d'un fluide de refroidissement et ensemble d'anneau de turbine associe
US10619492B2 (en) * 2017-12-11 2020-04-14 United Technologies Corporation Vane air inlet with fillet
US11492914B1 (en) * 2019-11-08 2022-11-08 Raytheon Technologies Corporation Engine with cooling passage circuit for air prior to ceramic component
US11415007B2 (en) 2020-01-24 2022-08-16 Rolls-Royce Plc Turbine engine with reused secondary cooling flow
US11248481B2 (en) 2020-04-16 2022-02-15 Raytheon Technologies Corporation Turbine vane having dual source cooling
EP4333263A1 (en) * 2021-04-26 2024-03-06 Amotech Co., Ltd. Stator, and propeller driving apparatus and aircraft using same
US12091982B2 (en) * 2022-06-10 2024-09-17 Ge Infrastructure Technology Llc Turbine component with heated structure to reduce thermal stress

Family Cites Families (20)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3645096A (en) * 1969-01-23 1972-02-29 Georg S Mittelstaedt Peripheral suction openings in gas turbine engines
GB1484288A (en) * 1975-12-03 1977-09-01 Rolls Royce Gas turbine engines
US4157232A (en) * 1977-10-31 1979-06-05 General Electric Company Turbine shroud support
SU1251621A1 (ru) * 1983-06-23 1996-05-10 Производственное Объединение "Турбомоторный Завод" Им.К.Е.Ворошилова Устройство для отбора и подвода охлаждающего воздуха к ротору газовой турбины
US4820116A (en) * 1987-09-18 1989-04-11 United Technologies Corporation Turbine cooling for gas turbine engine
US5048288A (en) * 1988-12-20 1991-09-17 United Technologies Corporation Combined turbine stator cooling and turbine tip clearance control
US5593277A (en) * 1995-06-06 1997-01-14 General Electric Company Smart turbine shroud
JP3727701B2 (ja) * 1995-12-27 2005-12-14 三菱重工業株式会社 ガスタービン翼の冷却装置
US5993150A (en) * 1998-01-16 1999-11-30 General Electric Company Dual cooled shroud
JP3268261B2 (ja) * 1998-03-02 2002-03-25 三菱重工業株式会社 Ｌ字立形ガスタービン出力軸まわり冷却構造
US6146091A (en) * 1998-03-03 2000-11-14 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gas turbine cooling structure
US6431820B1 (en) * 2001-02-28 2002-08-13 General Electric Company Methods and apparatus for cooling gas turbine engine blade tips
GB2378730B (en) * 2001-08-18 2005-03-16 Rolls Royce Plc Cooled segments surrounding turbine blades
US6902371B2 (en) * 2002-07-26 2005-06-07 General Electric Company Internal low pressure turbine case cooling
US7186078B2 (en) * 2003-07-04 2007-03-06 Ishikawajima-Harima Heavy Industries Co., Ltd. Turbine shroud segment
FR2899281B1 (fr) * 2006-03-30 2012-08-10 Snecma Dispositif de refroidissement d'un carter de turbine d'une turbomachine
DE102006043610A1 (de) * 2006-09-16 2008-03-27 Man Diesel Se Abgasturbolader für eine Brennkraftmaschine
FR2923525B1 (fr) * 2007-11-13 2009-12-18 Snecma Etancheite d'un anneau de rotor dans un etage de turbine
US7946801B2 (en) * 2007-12-27 2011-05-24 General Electric Company Multi-source gas turbine cooling
RU2547541C2 (ru) * 2010-11-29 2015-04-10 Альстом Текнолоджи Лтд Осевая газовая турбина

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