Газовая турбина авиационного типа с улучшенным терморегулированием

Описана газовая турбина авиационного типа, содержащая корпус, компрессор с ротором, установленным на валу генератора, поддерживаемом для вращения в корпусе, турбину высокого давления, расположенную в корпусе, с ротором, установленным на валу генератора для совместного вращения с ротором компрессора, камеру сгорания, силовую турбину, расположенную в корпусе и содержащую ротор, установленный на валу турбины для приведения в действие нагрузки, при этом имеется теплоизолирующее покрытие для уменьшения рассеяния тепла через корпус. Достигается создание турбины с улучшенным терморегулированием, уменьшающим риск блокирования ротора также и в работающем состоянии. 11 з.п. ф-лы, 6 ил.

 

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ

[001] Предложенное изобретение относится, в целом, к газовым турбинам, в частности, к газовым турбинам авиационного типа.

ПРЕДПОСЫЛКИ ИЗОБРЕТЕНИЯ

[002] Газовые турбины авиационного типа широко используются в качестве источников энергии для механических приводов, а также для выработки электроэнергии для промышленных установок, трубопроводов, плавучих морских платформ, в областях промышленности, связанных с сжиженным природным газом и подобных им.

[003] В этих турбомашинах могут возникать неравномерные тепловые деформации, которые уменьшают или устраняют зазоры между деталями ротора и статора, что приводит к возникновению трения между деталями ротора и статора или к возникновению явления блокировки ротора. Эти турбины, фактически, характеризуются минимальным весом корпуса от двигателя летательного аппарата, соединенного с прочной конструкцией ротора для работы в случаях большого превышения скорости в соответствии с промышленным применением, и, соответственно, деталями, имеющими различную теплоемкость.

[004] В международной патентной публикации WO 2013/131968 проблема, связанная с блокировкой ротора при отключении, решается с помощью использования принудительной подачи потока воздуха для отведения тепла из турбины в состоянии блокировки для нейтрализации влияния неравномерного теплового расширения с обеспечением тем самым возможности перезапуска турбины за более короткое время.

[005] В международной патентной публикации WO 2013/072291 неравномерным тепловым расширением управляют с помощью поддержания медленного вращения ротора после отключения.

[006] Несмотря на то, что эти решения служат в данной области применения, тем не менее, они являются весьма сложными и могут быть применены только, когда турбина отключена.

[007] Таким образом, целью предложенного изобретения является создание турбины с улучшенным терморегулированием, уменьшающим риск блокирования ротора также и в работающем состоянии.

СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ

[008] В соответствии с иллюстративными вариантами выполнения, изложенными в настоящем документе, предложена газовая турбина авиационного типа, имеющая конструкцию, обеспечивающую возможность оптимизированного терморегулирования для предотвращения блокировки ротора, что является общеизвестным явлением в газовых турбинах авиационного типа. Блокировка ротора обусловлена тем, что газовые турбины авиационного типа имеют корпус с минимальным весом, соединенный с прочной конструкцией ротора, выполненного с возможностью работы в случаях большого превышения скорости, как бывает во многих промышленных областях применениях.

[009] Вместо увеличения теплообмена для снижения температурных градиентов в турбине, влияющих на блокировку ротора, раскрытые в настоящем документе варианты выполнения обеспечивают предотвращение отведения тепла из корпуса турбины. Такое решение дает возможность также компенсировать температурные градиенты, когда турбина находится в работающем состоянии.

[0010] Для достижения терморегулирования турбины в одном варианте выполнения изолирующее покрытие представляет собой изолирующий узел, содержащий изолирующую пластину или панель, присоединенную к металлической пластине, поддерживаемой на заданном расстоянии от корпуса для создания прохода для охлаждающего воздуха между корпусом и панелью. Это обеспечивает возможность циркуляции воздуха между корпусом и изолирующим покрытием для поддержания температуры в безопасных пределах.

[0011] В других вариантах выполнения турбина является частью установки, содержащей один или более датчиков для измерения скорости ротора и/или температуры в одном или более областях турбины авиационного типа, и блок управления, выполненный с возможностью считывания выходного сигнала одного или более датчиков. Выходной сигнал указанного одного или более датчиков сравнивают с заданными пороговыми значениями для определения текущего состояния перегрева и воздействия на генератор принудительной подачи воздуха для регулирования воздушного потока в проходе для управления теплообменом через корпус. Указанные пороговые значения, преимущественно, могут быть целевым значением переменной величины, зависящей от рабочего состояния турбины авиационного типа.

[0012] С использованием этого усложненного решения может быть достигнуто полное терморегулирование турбины.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

[0013] Предложенное изобретение будет более понятным из нижеследующего описания иллюстративных вариантов выполнения, рассмотренных в сочетании с сопроводительными чертежами, на которых:

[0014] на фиг. 1 показан схематический разрез иллюстративного варианта выполнения газовой турбины авиационного типа,

[0015] на фиг. 2 показан лист или панель, частично изолирующий корпус газовой турбины авиационного типа в соответствии с предложенными вариантами выполнения,

[0016] на фиг. 3 показан схематический вид теплового профиля корпуса, выполненного с изолирующим слоем, и

[0017] на фиг. 4, 5 и 6 показаны сечения по линии А-А, изображенной на фиг. 3, демонстрирующие теплоизолирующий слой в различных конструктивных выполнениях.

[0018] Нижеследующее подробное описание иллюстративных вариантов выполнения приведено со ссылкой на сопроводительные чертежи. Одинаковыми ссылочными позициями на различных чертежах указаны одинаковые или подобные элементы. Нижеследующее подробное описание не ограничивает предложенное изобретение. Вместо этого объем правовой охраны изобретения определен прилагаемой формулой изобретения.

ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

[0019] Иллюстративные варианты выполнения, раскрытые ниже, относятся к газовой турбине авиационного типа, в которой тонкий корпус теплоизолирован посредством панели. Эта панель поддерживается на заданном расстоянии от корпуса с обеспечением тем самым прохода для охлаждающего потока воздуха. Охлаждающий воздух направляют в проход через впускные каналы для воздуха. Местоположения впускных каналов, количество охлаждающего воздуха и количество и геометрия разделителей, используемых для удержания панели на расстоянии от корпуса, оптимизированы для удовлетворения требования к температуре металла корпуса. Воздух может подаваться путем отбора воздуха из осевого компрессора газовой турбины или из внешних источников. При отключении газовой турбины подачу воздуха отключают. Предложенные варианты выполнения обеспечивают возможность рассчитать требуемую тепловую характеристику как в состоянии работы, так и после отключения с уменьшением тем самым риска блокирования ротора и/или риска повреждения деталей турбины.

[0020] В варианте выполнения, показанном на фиг. 1, газовая турбина 102 авиационного типа содержит компрессорную секцию 9, включающую переднюю раму или приемный раструб 11, образующий воздухозаборник компрессора, корпус 13 и ротор 14, поддерживаемый с возможностью вращения валом 16 и расположенный в корпусе 13. Вращающиеся лопатки на роторе 14 и неподвижные лопатки на корпусе 13 обеспечивают всасывание воздуха через раструб 11, его сжатие и подачу к выходному отверстию 15 компрессорной секции 9. Выпускное отверстие 15 проточно сообщается с камерой 17 сгорания. Сжатый воздух, выходящий из компрессорной секции 9, подается в камеру 17 сгорания вместе с газообразным или жидким топливом.

[0021] Камера 17 сгорания проточно сообщается с турбиной 19 высокого давления. Турбина 19 высокого давления приводится во вращение газообразными продуктами горения, проходящими через нее, и обеспечивает энергию для приведения в действие компрессорной секции 9. Только часть доступной энергии используется турбиной 19 высокого давления для приведения в действие компрессора. Горячие газы, выходящие из турбины 19, являются еще сжатыми и могут использоваться в нижней по потоку секции газовой турбины авиационного типа для создания механической мощности. Комбинацию компрессорной секции 9, камеры 17 сгорания и турбины 19 высокого давления, обозначенную на чертежах в целом ссылочной позицией 20, обычно называют газогенератором.

[0022] В проиллюстрированном на чертежах варианте выполнения ротор 14 компрессорной секции 9 и ротор турбины 19 высокого давления поддерживаются общим валом 16 и совместно образуют ротор газогенератора. Газ, вырабатываемый газогенератором 20 и выходящий из турбины 19 высокого давления, проходит через секцию силовой турбины ниже по потоку, при этом энергия, содержащаяся в газе, частично преобразуется в механическую энергию.

[0023] В показанном на чертежах варианте выполнения секция силовой турбины содержит силовую турбину 21 низкого давления, содержащую статор 21S и ротор 21R. В показанном на чертежах варианте выполнения ротор 21R силовой турбины 21 поддерживается на валу 22 турбины и присоединен к нему с возможностью передачи крутящего момента, при этом вал 22 механически отделен от вала 16 газогенератора. Вал 22 выполнен для приведения в действие типичной нагрузки, например электрогенератора, компрессора или последовательности компрессоров в магистрали для сжижения природного газа, или любой другой подходящей нагрузки.

[0024] Силовая турбина 21 может иметь переменное количество ступеней расширения. Иллюстративный вариант выполнения, показанный на фиг. 1, содержит низкоскоростную шестиступенчатую силовую турбину. Другие варианты выполнения могут содержать высокоскоростную силовую турбину, например, высокоскоростную двухступенчатую силовую турбину. Отработавшие газы, выходящие из силовой турбины через выпускное отверстие 23, могут использоваться в целях комбинированного производства тепловой и электрической энергии или просто выброшены в атмосферу.

[0025] Газовая турбина авиационного типа, показанная на фиг. 1, приведена только для примера. В этой области применения могут использоваться многочисленные и различные коммерчески доступные газовые турбины авиационного типа. Общая конструкция и компоновка, включая количество компрессоров, количество турбин, количество валов и число ступеней сжатия и расширения могут варьироваться от одной газовой турбины авиационного типа двигателя к другой. К подходящим газовым турбинам авиационного типа относятся турбины LM2500 Plus G4 HSPT или LM2500 Plus 6-Stage, обе из которых являются коммерчески доступными в компании GE Aviation, Эвендейл, штат Огайо, США. К другим подходящим газовым турбинам авиационного типа относятся газовая турбина авиационного типа PGT25+, коммерчески доступная в компании BHGE, Флоренция, Италия, или газовая турбина авиационного типа Dresser-Rand Vectra 40G4, коммерчески доступная в компании Dresser-Rand Co., Хьюстон, штат Техас, США. В других вариантах выполнения газовая турбина авиационного типа может быть PGT16, PGT20 или PGT25, все из которых являются коммерчески доступными в компании BHGE, Флоренция, Италия. Кроме того, подходящей является газовая турбина авиационного типа LM6000, коммерчески доступная в компании GE Aviation, Эвендейл, штат Огайо, США, или LM9000, коммерчески доступная в компании BHGE, Флоренция, Италия. В некоторых вариантах выполнения вал газовой турбины авиационного типа может приводить нагрузку в действие непосредственно, то есть при непосредственном механическом соединении с обеспечением вращения нагрузки по существу с такой же скоростью, что и силовая турбина газовой турбины 102. В других вариантах выполнения между валом силовой турбины и валом нагрузки может быть расположен редуктор. Конкретная компоновка зависит от конструктивных соображений, исходя из типа используемой силовой турбины (высокоскоростной или низкоскоростной) и/или скорости вращения нагрузки.

[0026] Независимо от типа используемой турбины, в соответствии с рассматриваемыми вариантами выполнения, корпус по меньшей мере частично теплоизолирован для уменьшения градиента температуры между корпусом и ротором для предотвращения блокирования ротора.

[0027] В соответствии с иллюстративным вариантом выполнения, показанным на фиг. 2, такую тепловую изоляцию получают с помощью наложения панели 10 на корпус 13 в соответствии с турбиной 21 низкого давления, показанной на фиг. 1. Очевидно, что такое решение является неограничивающим примером, так как панель равным образом может быть расположена в соответствии с турбиной 19 высокого давления или компрессорной секцией 9, или в любом их сочетании.

[0028] Кроме того, можно выполнить изолирующую панель или слой 10 только на части секций газовой турбины авиационного типа для оптимизации их тепловой характеристики.

[0029] На фиг. 3 оттенками серого показано поведение при тепловых нагрузках секции корпуса 13 турбины при наложенном теплоизолирующем узле 10.

[0030] В первом варианте выполнения, проиллюстрированном на фиг. 4, показано, что такой изолирующий узел 10 содержит панель 101, присоединенную к металлическому листу 102, поддерживаемому на заданном расстоянии от корпуса 13 посредством продольных ребер 103, выполненных фрезерованием в корпусе 13. Такое решение обеспечивает возможность создания прохода 104 для охлаждающего воздуха.

[0031] В варианте выполнения, показанном на фиг. 5, ребра или выступы 203 металлического листа 102 ограничивают воздуховод 204 между корпусом 13 и панелью 101. Такие ребра преимущественно могут быть получены, например, путем изгибания листа в определенных местах для образования штырей или стоек 203.

[0032] В варианте выполнения, показанном на фиг. 6, металлический лист заменен наружным корпусом 102', приваренным к основному корпусу 13 турбины, например с использованием пайки. Точки пайки определяют границы разделителей 303, обеспечивая возможность создания прохода 304 для охлаждающего воздуха, как в предыдущих вариантах выполнения.

[0033] Очевидно, что возможно сочетание этих решений. Наружный корпус 102', например, может быть присоединен к металлическому листу 102 для улучшения теплопроводности изолирующего узла 10. В некоторых вариантах выполнения металлический лист 102 или наружный корпус 102' также могут быть изъяты.

[0034] Панель 101 может иметь любую геометрическую форму и может быть наложена продольно, по окружности, спирально или в соответствии с любой подходящей конфигурацией для обеспечения оптимизированного терморегулирования.

[0035] Что касается материала, то изолирующие панели 101, преимущественно, могут быть стегаными панелями, заключенными в стекловолокнистую ткань и простроченными в параллель или крестообразно на расстояниях 25-100 мм для придания гибкости в одном или двух направлениях. Типы нитей могут включать стекло, арамид или нержавеющую сталь. Плотность стеганых панелей обычно составляет 190-300 кг/м. Стеклоткань предусмотрена только для обработки, при этом она становиться хрупкой или плавится при температуре, которая ниже максимальной эксплуатационной температуры изоляции, не влияя на изоляционные свойства при эксплуатации.

[0036] Охлаждающий воздух проникает в проход 104, 204, 304 через воздухозаборник 106 посредством воздушных каналов 105, как лучше всего видно на фиг. 3. Расположение и количество впускных каналов 105, количество воздуха и геометрия разделителя оптимизированы для удовлетворения требования к температуре металла корпуса.

[0037] Воздух подается посредством осевого компрессора газовой турбины или из внешних источников и, в общих чертах, посредством генератора принудительной подачи потока воздуха, проточно сообщающегося с воздухозаборной камерой. Генератор принудительной подачи воздуха создает поток охлаждающего воздуха под давлением, достаточным для циркуляции охлаждающего воздуха в воздуховоде для регулирования рассеяния тепла. При отключении газовой турбины подачу воздуха отключают. В проходах 104, 204, 304 выполнены выпускные отверстия 107, обеспечивающие возможность выхода воздуха во внешнюю среду или в основное выпускное отверстие 23 турбины для предотвращения нагревания помещения, в котором находится турбина.

[0038] В варианте выполнения турбина содержит один или более датчиков для измерения скорости ротора и/или температуры в одной или более областях турбины авиационного типа, и блок управления, выполненный с возможностью:

считывания выходного сигнала датчика или датчиков,

сравнения выходного сигнала с заданными пороговыми значениями для определения состояния перегрева и

воздействия на генератор принудительной подачи воздуха для регулирования воздушного потока в проходе 104, 204, 304 для управления теплообменом через корпус.

[0039] Установка обеспечивает возможность расчета требуемой тепловой характеристики как в работающем состоянии, так и после отключения. Проход 104, 204, 304 обеспечивает возможность действия находящегося в нем воздуха в качестве теплоизолятора для ротора турбины после отключения для предотвращения слишком большого и слишком быстрого снижения температуры ротора и возможных повреждений. Таким образом, тепловая характеристика корпуса будет соответствовать тепловой характеристике ротора на всех этапах работы для обеспечения наилучших зазоров, уменьшая тем самым риск блокировки ротора и/или риск повреждения деталей.

[0040] Ссылка на протяжении описания на «один вариант выполнения» или на «вариант выполнения» означает, что конкретные признак, конструкция или характеристика, описанные в отношении варианта выполнения, включены по меньшей мере в один вариант выполнения раскрытого объекта обсуждения. Таким образом, появление формулировок «в одном варианте выполнения» или «в варианте выполнения» в различных местах на протяжении описания не обязательно относится к одному и тому же варианту выполнения. Кроме того, конкретные признаки, конструкции или характеристики могут быть объединены любым подходящим способом в одном или более вариантах выполнения.

1. Газовая турбина авиационного типа, содержащая

корпус (13),

компрессор, имеющий ротор (14), установленный на валу (16) генератора, поддерживаемом для вращения в корпусе (13),

камеру (17) сгорания,

турбину (19) высокого давления, расположенную в указанном корпусе и содержащую ротор (19), установленный на валу (16) генератора для совместного вращения с ротором (14) компрессора,

силовую турбину (21), расположенную в указанном корпусе (13) и содержащую ротор (21R), установленный на валу (22) турбины для приведения в действие нагрузки,

причем к указанному корпусу (13) присоединено теплоизолирующее покрытие для уменьшения рассеяния тепла через корпус (13), при этом изолирующее покрытие представляет собой изолирующий узел (10), содержащий изолирующий лист или панель (101), присоединенную к металлическому листу (102), поддерживаемому на заданном расстоянии от корпуса (13) для создания прохода (104, 204, 304) для циркуляции охлаждающего воздуха между корпусом (13) и панелью (101), когда ротор (21R) работает, и для обеспечения возможности действия воздуха внутри прохода (104, 204, 304) в качестве теплоизолятора для ротора (21R), когда ротор (21R) находится в режиме холостого хода.

2. Турбина по п. 1, в которой теплоизолирующее покрытие (10) расположено по меньшей мере на части наружной поверхности корпуса (13).

3. Турбина по п. 1 или 2, в которой теплоизолирующее покрытие (10) расположено на части корпуса (13), содержащей по меньшей мере частично силовую турбину (21).

4. Турбина по п. 1, в которой металлический лист (102) поддерживается на расстоянии от корпуса посредством продольных ребер (103), выполненных фрезерованием на корпусе (13).

5. Турбина по п. 1, в которой металлический лист (102) поддерживается на расстоянии от корпуса (13) посредством ребер или выступов (203) металлического листа (102).

6. Турбина по п. 1, в которой металлический лист (102) заменен наружным корпусом (102') или выполнен в дополнение к наружному корпусу (102'), приваренному к корпусу (13) турбины, причем точки (303) приваривания между наружным корпусом (102') и корпусом (13) расположены с формированием разделителей, создающих проход (304) для охлаждающего воздуха между корпусом (13) и панелью (101).

7. Турбина по любому из пп. 1-6, в которой изолирующий узел (10) расположен на корпусе (13) продольно, по окружности, по спирали или в соответствии с любой подходящей конфигурацией для обеспечения оптимизированного терморегулирования.

8. Турбина по любому из пп. 1-7, в которой изолирующее покрытие содержит стеганые панели, заключенные в стекловолокнистую ткань и простроченные в параллель или крестообразно на расстояниях 25-100 мм.

9. Турбина по любому из пп. 1-8, в которой охлаждающий воздух проникает в проход (104, 204, 304) через воздухозаборник (106) посредством воздушных каналов (105).

10. Турбина по любому из пп. 1-9, дополнительно содержащая генератор принудительной подачи воздуха, наподобие отбора воздуха из осевого компрессора турбины, внешний источник или подобный ему, создающий поток охлаждающего воздуха под давлением, достаточным для циркуляции охлаждающего воздуха в воздуховоде (104, 204, 304) для регулирования рассеяния тепла.

11. Турбина по любому из пп. 1-10, дополнительно содержащая выпускное отверстие (107), проточно сообщающееся с основным выпускным отверстием (23) турбины для обеспечения возможности выхода воздуха из проходов (104, 204, 304).

12. Турбина по любому из пп. 1-11, дополнительно содержащая один или более датчиков для измерения скорости ротора и/или температуры в одной или более областях турбины авиационного типа, и блок управления, выполненный с возможностью:

считывания выходного сигнала датчика или датчиков,

сравнения выходного сигнала с заданными пороговыми значениями для определения состояния перегрева или сравнения выходного сигнала с целевым значением температуры в зависимости от рабочего состояния турбины авиационного типа,

воздействия на генератор принудительной подачи воздуха для регулирования воздушного потока в проходе (104, 204, 304) для управления теплообменом через корпус.