[其他]燃气轮机热负荷结构件的冷却方法、实施该方法的装置以及热负荷叶片的结构设置

说明书

本发明涉及到一种燃气轮机热负荷结构件的冷却方法，实施该方法的装置以及热负荷叶片的结构设置，其中，冷却空气流流经叶片的内壁，然后通过边界层区内叶片壳体上的小通口流出。

在稳定状态的和陆地、海上以及空中运载工具上作为驱动装置安装的燃气轮机中经常发生的问题是，一些确定的结构件如涡轮叶片和燃烧室，由于高温燃气流而承受高热负荷。比如在一种飞机驱动装置中涡轮转子叶片和定子叶片被热气流经过，在起飞时的温度例如可能达到1380℃，在巡航飞行时也要达到1170℃。在这一温度下叶片必须进行冷却，这样它们才不会因热负荷受损坏或者甚至破坏。为此目的，例如用高压压缩机产生一种压力为29巴或者11巴其温度在起飞时为585℃，巡航飞时为470℃的冷却空气，并借助一种特殊的插入件导入涡轮叶片。

本发明的任务在于，提出一种方法和一种装置，借助它们对燃气轮机热负荷结构件的冷却有特殊的提高作用，而又不需要由特别能量驱动的冷却设备。

本发明对这一任务的解决方案是，使冷却空气在节流件间的孔板式进口结构的节流件区内，以切线方向流入一个由圆筒形涡流腔并带两个端部设置的节流件所构成的涡流管内，然后分成两部分冷却空气流，其中一部分冷却空气流在流过孔板进口结构的节流件后，相对于流入涡流管冷却空气的温度降温并送向要冷却的壁表面，同时另外一部分冷却空气流就排出该结构件区。这些要冷却的结构件可能是燃烧室和/或叶片。通过一个节流件流出的变热的部分冷却空气流可以引入主燃气流。这样，叶片的工作寿命就会增加，燃气轮机的运行开支就会下降。通过这一解决方案，主燃气流的温度，例如在飞机驱动装置中就会提高，因而驱动装置的效率得以改善。两者决一的方案是，要么提高燃烧室的温度并以此提高燃气轮机的效率，或者将叶片设置得和燃烧室喷嘴更近，以达到燃气轮机的小型和轻型;或者采用较便宜的材料制造叶片以节省成本。

还有可能的方案是，采用一个带扩压器的涡流管，它的特点是，从两端部外流出的空气比输入涡流管的空气较冷。这种涡流管的长度和扩压器扩张角的大小都取决于给定的压力差、燃气通过量、流经燃气的温度和希望的温度降的大小。在有扩压器的涡流管情况，冷却空气同样以切线方向输入涡流管的圆筒形段中，此后一部分冷却空气流流经扩压器，其余部分冷却空气流流过一个隔板式节流件。这降温变冷的部分冷却空气流就可结合起来并送向要冷却的壁表面。

本发明其他的特征将在从属的权利要求中进行描述，并借助附图中描述的实施例加以详细叙述。它表明：

图1    一个冷却叶片装置的简略视图

图2和3    两个叶片的简化侧视剖面图

图4    另一种叶片的简化侧视剖面图

图5    另一种用来冷却燃气轮机热负荷构件的涡流管实施例

图6a和6b    按照图5涡流管的涡流腔壳体之俯视和侧视图

在图1中简图式的描绘了一个冷却叶片（1）的装置。从一个冷却空气源4，例如一个压缩机，通过主气流通道13，并借助一个冷却通道12将冷却空气以切线方向吹入涡流管5的孔板6区域的管道18中。该管道18构成一个涡流腔17。经过主气流通道13可以流过例如压缩机的空气，它在飞机驱动装置中起到冷却空气流3的作用。在孔板6区域以切线方向定位的流入喷嘴7，使一股螺旋空气流输入涡流管5的管道18中。该涡流管除了孔板6以外还有一个喷嘴状节流件11，该节流件是在与孔板6相对管道区的端部配置的。在涡流管5中所产生的螺旋形空气流是由一个核心和一个外围区组成的，此时，和从喷嘴7输入的冷却空气的进口温度相比，中心处的温度稍低而外围区的温度稍高。这种较冷的气体就通过紧靠流入喷嘴7的孔板6离开涡流管5。在冷空气出口8处安置了一个管道19，该管道19借助连接管道20和每个叶片相连。热空气出口10是在喷嘴状节流件11处构成的，并且，例如借助一个管道21和主气流通道13相连接。

作为叶片一般可以应用于诸如高压、中压和低压范围的燃气轮机（图2和图3）。这些叶片由一个空心体构成，其中构成一个具有许多气流折回区的迷宫式冷却通道9。在叶片外壳22所示部分和端盖23上设置一些通口14，通过它们来自叶片空腔中的冷却空气可以流出去。最好，这些通口14置于叶片的凸缘区域内，同时，流出的冷却空气的压力如此选定，即在每个叶片1的外表面上构成一种临界层流动。