[发明专利]用于重型燃气涡轮机的涡轮机壳体冲击冷却

说明书

背景技术

空气冲击冷却已经用于控制小燃气涡轮机的壳体温度且用于减少并维持旋转叶片和附随的内部壳体表面之间的间隙。在重型燃气涡轮机上的空气冲击冷却系统的一个问题是获得通过大的非一致非标准的壳体表面的一致的传热系数的能力。在小燃气涡轮机上，通常应用小的冲击孔和短的喷嘴到表面距离。这些因素产生壳体上要求的更高的传热系数。应用小的冲击冷却孔的一个有害影响为需要操作在通过孔的高差压降下。这导致不希望的高冷却空气供应压力的要求，其负面地影响净效率。

作为一种涡轮机间隙控制方法，冲击冷却已经应用于飞行器发动机。然而，在飞行器发动机上使用的冲击系统不能在重型涡轮机应用中使用。应用到飞行器发动机的系统采用从压缩机排出的空气作为冷却媒介。由于设计传热系数要求更冷的空气温度，在重型燃气涡轮机上使用压缩机排出空气是不可行的。重型燃气涡轮机具有显著大的、非一致的壳体表面，与飞行器发动机相比其要求复杂的歧管设计。同样，壳体厚度和壳体厚度变化在重型燃气涡轮机上相当大。

目前，本领域中要求能够在重型燃气涡轮机上提供间隙控制的冲击冷却系统。这种系统将要求的传热系数合适地提供到目标壳体表面，且合适地控制空气到壳体的流动是基本的。

附图说明

图1为依据本发明的实施例的重型燃气涡轮机的截面图；

图2为依据本发明的实施例的涡轮机叶片到罩间隙的特写图；

图3为依据本发明的实施例的冲击冷却系统；

图4为依据本发明的实施例的冲击冷却歧管的透视图；

图5为依据本发明的实施例的冲击冷却歧管的截面图；

图6为依据本发明的实施例的在涡轮机壳体上安装的冲击冷却歧管的透视图。

具体实施方式

现在，本发明将参见附图在下文中更全面地描述，其中显示本发明的示范性的实施例。然而，本发明可以以许多不同的形式实施且不应该解释为限于在此陈列的实施例；相反，提供这些实施例使得本披露详尽和完整，且将本发明的范围传达给本领域中的技术人员。

图1图示重型涡轮机110的示范性实施例。重型涡轮发动机包括压缩机段112、燃烧器段114和涡轮机段116。涡轮机110也包括压缩机壳体118和涡轮机壳体120。涡轮机和压缩机壳体118、120包围重型涡轮机的主要部件。涡轮机段116包括轴和多组旋转和静止涡轮机叶片。

参见图1，涡轮机壳体120可以包括附接到壳体120的内部表面的罩126。罩126可以定位为接近旋转涡轮机叶片122的尖端，以最小化通过叶片尖端123的空气泄漏。叶片尖端123和罩126之间的距离称为间隙128。需要注意的是，由于叶片和壳体的不同热增长特性，每个涡轮机级的间隙128不一致。

重型燃气涡轮机效率的关键贡献者为通过叶片尖端123到壳体间隙128的空气/排出气体泄漏数量。图2图示涡轮机叶片尖端123和涡轮机壳体120中罩126之间的间隙128的示范性实施例。由于涡轮机叶片尖端123和涡轮机壳体120的不同的热增长特性，当涡轮机通过从点火到基本载荷稳定状态条件的瞬态过渡时，间隙128显著地改变。间隙控制系统，包括其操作顺序，可以实施以解决在全操作条件期间的特定的间隙特性问题。控制系统的不正确的设计和/或者定序可以导致涡轮机叶片尖端123与壳体罩126的过大的摩擦，其能够导致增加的间隙和减少的性能。

如在图3的示范性的实施例中图示的，冲击空气冷却系统200可以用于减少并维持在涡轮机罩126和附随的叶片尖端123之间的间隙。参见图3，冲击空气冷却系统200可以包括鼓风机130、流动控制阻尼器132、互连管道134、分配集管136、流动计量阀或者孔口138和一系列冲击冷却歧管140。冲击冷却歧管附接到涡轮机壳体。在图3示范性的实施例中，多个冲击歧管140围绕涡轮机壳体120的周边附接。冲击冷却鼓风机130从环境空气抽吸且将空气鼓风通过流动控制阻尼器132、互连管道134、分配集管136、流动计量阀或者孔口138且进入冲击冷却歧管140。鼓风机130可以为包括风扇或者喷射器的任何鼓凤设备。冲击冷却歧管140确保将一致的传热系数提供到涡轮机壳体120。需要理解的是，冲击空气冷却系统不限于在此披露的元件，而可以包括使空气能够沿冲击冷却歧管通过的任何元件。