ОХЛАЖДАЕМЫЙ ИЗНУТРИ КОНСТРУКТИВНЫЙ ЭЛЕМЕНТ ДЛЯ ГАЗОВОЙ ТУРБИНЫ, СНАБЖЕННЫЙ ПО МЕНЬШЕЙ МЕРЕ ОДНИМ КАНАЛОМ ОХЛАЖДЕНИЯ
COOLED FROM INSIDE STRUCTURAL ELEMENT FOR GAS TURBINE EQUIPPED WITH AT LEAST ONE COOLING CHANNEL

Изобретение касается охлаждаемого изнутри конструктивного элемента для газовой турбины, снабженного по меньшей мере одним каналом охлаждения, на внутренней поверхности которого расположены завихрительные элементы в виде распространяющихся поперек направления основного течения охлаждающего средства турбуляторов.
В качестве охлаждаемых изнутри конструктивных элементов этого рода известны, например, турбинные лопатки стационарных газовых турбин, которые внутри имеют прямолинейно или же меандрообразно расположенные каналы охлаждения. Такого рода турбинная лопатка описана в EP 1 431 514 A2. На ее внутренних поверхностях расположены преимущественно распространяющиеся поперек направления основного течения охлаждающего средства, например, охлаждающего воздуха, турбуляторы, называемые также ребрами охлаждения. Ребра охлаждения повышают переход тепла из стенки в охлаждающее средство, так как при этом охлаждающее средство лучше перемешивается. Одновременно в соответствии с EP 1 431 514 A2 в среднем участке канала охлаждения между ребрами охлаждения предусмотрены также так называемые штырьки, высоты которых в зависимости от их положения на хорде профиля и их положения по межцентровому расстоянию различны. Как в EP 1 431 514 A2, так и в US 7901183, штырьки соединяют обращенную к стороне всасывания стенку нижней части лопатки со стенкой нижней части лопатки, обращенной к стороне нагнетания.
Недостатком при этом является то, что ребра охлаждения увеличивают гидравлическое сопротивление и приводят к повышенным потерям давления. При слишком больших потерях давления может происходить втягивание горячего газа черед отверстия для выхода охлаждающего средства, через которые охлаждающее средство собственно должно вытекать. Это может приводить к разрушению лопаток. Поэтому, а также из-за коэффициента полезного действия, возникающие в канале охлаждения потери давления должны оставаться по возможности минимальными.
Обычно поперечное сечение канала охлаждения, а также форма, размер и расположение и распределение турбуляторов взаимно согласовываются так, чтобы могло создаваться достаточное давление охлаждающего средства на отверстиях для выхода охлаждающего средства, так чтобы втягивание горячего газа не возникало.
Тем не менее, существует потребность дополнительного снижения потерь давления в канале охлаждения охлаждаемых изнутри конструктивных элементов газовых турбин. Поэтому задачей изобретения является предоставление конструктивного элемента для газовой турбины, который может особенно эффективно охлаждаться изнутри.
Лежащая в основе изобретения задача решается с помощью охлаждаемого изнутри конструктивного элемента в соответствии с признаками п.1 формулы изобретения. Предпочтительные варианты осуществления изобретения указаны в зависимых пунктах формулы изобретения, при этом признаки, указанные в отдельных зависимых пунктах формулы изобретения, могут комбинироваться друг с другом произвольным образом.
В соответствии с изобретением предусмотрено, что штырьки имеют меньшую высоту, чем высота ребер охлаждения, и что последовательно расположенные в направлении взгляда в основном направлении течения охлаждающего средства, установленные между турбуляторами штырьки имеют различные высоты. Поверхность между двумя ребрами охлаждения снабжена штырьками, которые представляют собой меньшее гидравлическое сопротивление, чем ребра охлаждения, и не вызывают в течении продольных завихрений, а только нарушают граничный слой или, соответственно, его развитие и вместе с тем повышают турбулентность в охлаждающем средстве. Благодаря этому можно увеличивать расстояния между ребровидными турбуляторами по сравнению с общепринятыми расстояниями и снижать потерю давления, без одновременного снижения охлаждающего действия.
Предпочтительно при этом предусмотрено, что высота штырьков в основном течении возрастает градуированным образом. Предпочтительно высота штырьков в среднем соответствует толщине граничного слоя. Градуированное возрастание высоты ориентируется при этом на растущую толщину граничного слоя. Благодаря этому перемешивается только граничный слой. Так может предотвращаться перемешивание текущего в центре канала охлаждения основного течения, что в первую очередь приводило бы только к потерям давления, но не к значительному повышению перехода тепла. Таким образом, возникающие при этом потери давления остаются небольшими, и переход тепла увеличивается до максимума.
Разумеется, охлаждаемый изнутри конструктивный элемент может быть выполнен в виде турбинной лопатки, например, в виде турбинной направляющей лопатки, или же в виде сегмента направляющего кольца. Сегменты направляющего кольца находятся напротив вершин нижних сторон рабочих лопаток и ограничивают путь горячего газа газовой турбины.
Целесообразным образом ребровидные турбуляторы наклонены относительно направления основного течения на определенный угол, предпочтительно 45°.
Другие преимущества и признаки изобретения описываются подробнее на одном из предпочтительных примеров осуществления в последующем описании фигур.
Показано:
фиг.1: газовая турбина в частичном продольном сечении;
фиг.2: турбинная лопатка в качестве охлаждаемого изнутри конструктивного элемента на изображении в перспективе;
фиг.3: продольное сечение канала охлаждения с расположенными на его внутренней поверхности турбуляторами и штырьками;
фиг.4: поперечное сечение последовательно расположенных штырьков.
На фиг.1 показана стационарная газовая турбина 10 в частичном продольном сечении. Газовая турбина 10 имеет внутри опертый с возможностью вращения вокруг оси 12 вращения ротор 14, который также называется рабочим колесом турбины. Вдоль ротора 14 последовательно расположены всасывающий корпус 16, осевой турбокомпрессор 18, имеющая форму тора топочная камера 20, снабженная несколькими расположенными вращательно-симметрично друг относительно друга горелками 22, турбоагрегат 24 и корпус 26 газовыпускной системы.
Осевой турбокомпрессор 18 включает в себя кольцеобразно выполненный компрессорный канал 25, имеющий последовательно расположенные в нем в виде каскада ступени компрессора из венцов рабочих лопаток и направляющих лопаток. Расположенные на роторе 14 рабочие лопатки 27 своими свободно заканчивающимися вершинами 29 нижней стороны лопатки находятся напротив наружной стенки канала. Компрессорный канал 25 через выходной диффузор 36 компрессора впадает в пленум 38. В нем предусмотрена кольцевая топочная камера 20 с топкой 28, которая сообщается с кольцеобразным каналом 30 для горячего газа турбоагрегата 24. В турбоагрегате 24 расположены четыре последовательно включенные ступени 32 турбины. К ротору 14 подсоединен генератор или рабочая машина (соответственно не изображено).
При эксплуатации газовой турбины 10 осевой турбокомпрессор 18 через всасывающий корпус 16 всасывает предназначенную для сжатия среду - окружающий воздух 34 и сжимает ее. Сжатый воздух через выходной диффузор 36 компрессора направляется в пленум 38, откуда он втекает в горелки 22. Через горелки 22 также топливо попадает в топку 28. Там топливо сжигается с добавлением сжатого воздуха с получением горячего газа M. Затем горячий газ M течет в канал 30 для горячего газа, где он, совершая работу, расширяется на турбинных лопатках турбоагрегата 24. Высвобождающаяся при этом энергия воспринимается ротором 14 и используется, с одной стороны, для привода осевого турбокомпрессора 18, а с другой стороны, для привода рабочей машины или электрического генератора.
На фиг.2 показано изображение в перспективе турбинной лопатки 31 для описанной подробнее выше газовой турбины 10. Турбинная лопатка 31 выполнена в виде охлаждаемого изнутри конструктивного элемента. Т.е. внутри, в частности, через нижнюю сторону 33 лопатки, распространяется канал 35 охлаждения (фиг.3).
Продольное сечение канала 35 охлаждения схематично изображено на фиг.3. Канал 35 охлаждения ограничен по бокам двумя боковыми стенками 37. Между ними распространяется третья ограничительная стенка 38 канала 35 охлаждения. Задняя сторона 49 (фиг.4) третьей ограничительной стенки 39 находится под действием течения горячего газа. На внутренней поверхности 42 ограничительной стенки 39 на равных расстояниях установлены распространяющиеся поперек направления 44 основного течения охлаждающего средства завихрительные элементы в виде ребровидных турбуляторов 46, из которых изображен только один. Ребровидные турбуляторы называются также ребрами охлаждения. Между каждыми последовательно расположенными ребрами охлаждения находятся области из так называемых штырьков 48. Каждый штырек 48 выполнен в цилиндрической форме. В этих областях штырьки 48 расположены по растру, причем высота этих штырьков, как изображено на фиг.4, увеличивается в направлении 44 течения. Высота штырьков, однако, меньше, чем высота ребер охлаждения.
С помощью этой системы возможно, чтобы текущее в канале 35 охлаждения охлаждающее средство 45 перемешивалось только у граничного слоя, и при этом повышался переход тепла. Перемешивание основного течения выше граничного слоя может предотвращаться, что в ином случае приводило бы к повышению потерь давления. Благодаря снижению потерь давления в охлаждающем средстве 45 давление снабжения охлаждающим средством может снижаться, что способствует повышению эффективности газовой турбины 10.
В целом изобретение касается охлаждаемого изнутри конструктивного элемента для газовой турбины 10, снабженного по меньшей мере одним каналом 35 охлаждения, на внутренней поверхности 42 которого расположены завихрительные элементы 46 в виде распространяющихся поперек направления основного течения охлаждающего средства турбуляторов 46. Для уменьшения потерь давления охлаждающего средства 45 в канале 35 охлаждения предусмотрено, чтобы между турбуляторами 46 были установлены штырьки 48 с различными высотами.