[发明专利]用于重型燃气轮机的基于预测模型的控制系统

说明书

相关申请的交叉引用

本申请为2006年10月12日递交的、目前处于未决状态的名称为″用于重型燃气轮机的涡轮机壳的冲击式冷却″的美国申请号11/548,791的部分延续申请。该申请通过引用并入本文中。

背景技术

空气冲击式冷却(impingement cooling)常常用于处理小型燃气轮机的机壳温度，并用于降低和保持转动叶片和附随的机壳内表面之间的间隙。对于重型燃气轮机上的空气冲击式冷却系统的一个问题是跨越大的不均匀的非标准机壳表面获得均匀传热系数的能力。在小型燃气轮机上，对于表面距离通常采用小的冲击孔和短的喷嘴。这些因素在机壳上产生了所需的较高传热系数。采用小的冲击式冷却孔的一个有害影响是需要以通过孔的高压降差来运行。这导致了对于不期望的高的冷却空气供给压力的需求，其负面地影响重型燃气轮机的净效率。

冲击式冷却作为一种涡轮间隙控制方法已经应用于飞行器的发动机中。然而，在飞行器发动机上使用的冲击系统不能用于重型涡轮机的应用中。应用于飞行器发动机中的系统利用从压缩机中取出的空气作为冷却介质。在重型燃气轮机上使用压缩机的抽出空气是不可行的，这是因为设计的传热系数需要较冷的空气温度。同飞行器的发动机比较起来，重型燃气轮机具有明显较大的、不均匀的、需要复杂的集管设计的机壳表面。此外，重型燃气轮机上的机壳厚度和机壳厚度变化也要大很多。

转动叶片和附随的机壳内表面之间的间隙在固定装置中不能容易地通过利用测试设备进行测量。但是所需间隙应该通过允许较高的或较低的冲击式冷却而受到控制。

因此，本领域具有对于在重型燃气轮机上可提供间隙控制的冲击式冷却控制系统的需求。

发明内容

在一个实施例中，本发明提供了一种用于控制涡轮叶片和涡轮机壳之间间隙的方法，该方法可包括确定机壳的温度；基于传递函数确定机壳的调定温度，其中，调定温度为机壳用于控制间隙的预期温度；以及基于调定温度利用控制器修正机壳的温度。

在另一个实施例中，本发明提供了一种用于控制涡轮机壳温度的系统，该系统可包括用于确定涡轮机壳温度的温度传感装置；送风机；用于确定机壳的调定温度的控制系统逻辑；和用于控制送风机的控制器，其中，送风机将空气施加到机壳上，以便冷却机壳接近调定温度。

在又一个实施例中，本发明提供了一种用于控制涡轮叶片和涡轮机壳之间间隙的系统，该系统可包括装接在涡轮机壳上的冲击式冷却集管；用于确定涡轮机壳温度的温度传感装置；送风机；用于确定机壳调定温度的控制系统逻辑；以及用于控制送风机的控制器，其中，送风机将空气施加到冲击式冷却集管上以便冷却机壳接近调定温度并控制间隙。

附图说明

图1为根据本发明实施例的重型燃气轮机的截面图。

图2为根据本发明实施例的涡轮叶片-护罩间隙的局部放大图。

图3为根据本发明实施例的冲击式冷却系统。

图4为根据本发明实施例的冲击式冷却集管的透视图。

图5为根据本发明实施例的冲击式冷却集管的截面图。

图6为根据本发明实施例已安装在涡轮机壳上的冲击式冷却集管的透视图。

图7为根据本发明实施例的控制系统。

元件符号对照表：

重型涡轮机          110

压缩机段            112

燃烧器段            114

涡轮段              116

压缩机机壳          118

涡轮机壳            120

涡轮叶片            122

叶片尖端            123

护罩                126

间隙                128

送风机              130

风流调节门          132

互连管道            134

分配总管            136

孔口(orifice)       138

冲击式冷却集管      140

顶板                142

供给管              144

底板                146

冲击孔              148

支承支柱            150