Газовая турбина, снабженная предохранительной пластиной между ножкой лопатки и диском

Газовая турбина, снабженная предохранительной пластиной между ножкой лопатки и диском

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Изобретение касается ротора турбины, предназначенного для газовой турбины, снабженной некоторым количеством рабочих лопаток, скомпонованных соответственно в ряды рабочих лопаток, расположенных соответственно на одном диске турбины, у каждой из которых имеется ножка лопатки, которая расположена соответственно в проходящем в осевом направлении пазу для фиксации рабочей лопатки диска турбины, при этом между соответствующей ножкой лопатки и дном паза для фиксации рабочей лопатки расположена предохранительная пластина для защиты рабочих лопаток от смещения вдоль паза для фиксации рабочей лопатки, которая зафиксирована на диске турбины посредством отогнутых кромок.

Газовые турбины применяются во многих областях для привода генераторов или рабочих машин. При этом внутренняя энергия горючего используется для получения вращательного движения ротора турбины. Горючее для этого сжигается в топочной камере, при этом подводится сжатый воздушным компрессором воздух. Полученная в топочной камере при сжигании горючего, находящаяся под высоким давлением и при высокой температуре рабочая среда при этом направляется через подключенный к топочной камере турбоагрегат, где она расширяется, выполняя работу.

При этом для получения вращательного движения ротора турбины на ней расположено некоторое количество рабочих лопаток, обычно скомпонованных в группы лопаток или ряды лопаток. При этом обычно для каждой ступени турбины предусмотрен один диск турбины, к которому прикреплены рабочие лопатки своими ножками лопаток. Для направления течения рабочей среды в турбоагрегате, кроме того, обычно между соседними рядами рабочих лопаток предусмотрены соединенные с корпусом турбины и скомпонованные в ряды направляющих лопаток направляющие лопатки.

Топочная камера газовой турбины может быть выполнена в виде так называемой кольцевой топочной камеры, у которой множество горелок, расположенных в окружном направлении вокруг ротора турбины, впадает в одно общее, окруженное высокожаропрочной ограждающей стенкой пространство топочной камеры. Для этого топочная камера в целом выполнена в виде кольцеобразной структуры. Наряду с одной единственной топочной камерой может быть также предусмотрено несколько топочных камер.

Непосредственно к топочной камере примыкает, как правило, первый ряд направляющих лопаток турбоагрегата, который, если смотреть в направлении течения рабочей среды, вместе с непосредственно следующим рядом рабочих лопаток образует первую ступень турбины турбоагрегата, к которой обычно подключены другие ступени турбины.

При расчете таких газовых турбин, кроме получаемой мощности, целью расчета является обычно особенно высокий коэффициент полезного действия. При этом повышение коэффициента полезного действия по термодинамическим причинам принципиально может быть достигнуто за счет повышения температуры на выходе, с которой рабочая среда вытекает из топочной камеры и втекает в турбоагрегат. При этом стремятся и достигают температур, равных примерно от 1200°C до 1500°C для таких газовых турбин.

Однако при таких высоких температурах рабочей среды испытывающие их компоненты и конструктивные элементы подвержены высоким термическим нагрузкам. Чтобы защитить диск турбины и ротор турбины от проникновения горячей рабочей среды, обычно на дисках турбины предусмотрены уплотнительные пластины, которые установлены по периметру круга на диске турбины на соответственно перпендикулярных оси турбины поверхностях. При этом обычно на одну лопатку турбины с каждой стороны диска турбины предусмотрена соответственно одна уплотнительная пластина. Они перекрываются подобно чешуе и обычно имеют уплотнительное крыло, которое проходит соответственно до соседней направляющей лопатки таким образом, что проникновение горячей рабочей среды в направлении ротора турбины предотвращается.

Эти уплотнительные пластины выполняют, однако, и другие функции. Они обеспечивают, с одной стороны, осевую фиксацию лопаток турбины посредством соответствующих крепежных элементов, с другой стороны, они не только уплотняют диск турбины от проникновения горячего газа снаружи, но и предотвращают выход направляемого внутри диска турбины охлаждающего воздуха, который обычно направляется в лопатки турбины для их охлаждения.

Вышеназванный вариант осуществления лопаток турбины сегментированно, подобно чешуе, перекрывающимися уплотнительными пластинами является, однако, относительно сложным. Требуется относительно большое количество уплотнительных пластин, что приводит к сравнительно высоким затратам на конструкцию дисков турбины и вместе с тем всей газовой турбины. Кроме того, могущий потребоваться ремонт в области дисков турбины при этой конструкции может быть сравнительно затратным.

Уже названный ротор турбины соответственно известен из EP 1 703 078 A1, DE 199 25 774 A1, GB 643,914 и DE 100 31 116 A1. Кроме того, из US 4,470,757 известно регулирование попадающего на рабочую лопатку количества охлаждающего воздуха с помощью предусмотренных только для этого щитков.

Поэтому в основу изобретения положена задача указать ротор турбины, предназначенный для газовой турбины, который, будучи применяемым в газовой турбине, при обеспечении наибольшей возможной эксплуатационной надежности и наибольшего возможного коэффициента полезного действия газовой турбины позволяет получить упрощенную конструкцию.

Эта задача в соответствии с изобретением решается за счет того, что для подвода охлаждающего средства подводящий канал для охлаждающего воздуха впадает в дно пазов для фиксации рабочих лопаток, что каждая из предохранительных пластин снабжена некоторым количеством отверстий для охлаждающего воздуха, предназначенных для пропускания охлаждающего средства, и что каждая ножка лопатки снабжена двумя проходящими примерно азимутально относительно оси турбины пазами, и при этом каждая из предохранительных пластин снабжена двумя шпонками, которые расположены таким образом, что для уплотнения они могут соединяться с пазами ножки лопатки с геометрическим замыканием.

При этом изобретение исходит из того рассуждения, что упрощенная конструкция газовой турбины, в частности, в области дисков турбины была бы возможна, если бы могла быть упрощена принятая до сих пор конструкция с расположенными подобно чешуе уплотнительными пластинами. Особенна простая конфигурация была бы возможна, в частности, тогда, если можно было бы обойтись совсем без уплотнительных пластин. При этом, однако, проблематичным является получающееся в результате отсутствие фиксации лопаток турбины в осевом направлении. При отсутствии уплотнительных пластин осевая фиксация лопаток турбины должна, следовательно, осуществляться иным образом. Для этого между каждой ножкой лопатки и ротором турбины расположена предохранительная пластина, которая обеспечивает возможность особенно простой фиксации ножки лопатки на диске турбины и может гибко адаптироваться к соответствующим геометрическим требованиям фиксации.

Для фиксации на диске турбины каждая из предохранительных пластин снабжена при этом некоторым количеством отогнутых кромок. Эти кромки охватывают диск турбины в осевом направлении и таким образом позволяют получить надежную фиксацию. Фиксация с помощью отогнутых кромок, к тому же, особенно технологична, при этом еще не отогнутая, плоская предохранительная пластина сначала фиксируется у ножки лопатки винта турбины, ножка лопатки с предохранительной пластиной вставляется, и затем предохранительная пластина отгибается для осевой фиксации. Благодаря этому, кроме надежной фиксации, возможен особенно простой монтаж.

Чтобы также гарантировать надежное осевое соединение ножки лопатки с предохранительной пластиной, каждая ножка лопатки включает в себя, прежде всего, некоторое количество проходящих примерно азимутально относительно ротора турбины пазов, а также, кроме того, каждая предохранительная пластина снабжена некоторым количеством шпонок, которые расположены таким образом, что они могут соединяться с геометрическим замыканием с пазами ножки лопатки. То есть эти пазы служат гнездом для соответствующих шпонок на предохранительной пластине. Тем самым достигается надежное осевое соединение предохранительной пластины с ножкой лопатки путем шпоночно-пазового соединения с геометрическим замыканием.

Кроме того, каждая предохранительная пластина снабжена некоторым количеством отверстий для охлаждающего воздуха. Благодаря этому охлаждающий воздух может вводиться через внутреннюю часть диска турбины и через соответствующие отверстия для охлаждающего воздуха в предохранительной пластине в ножку лопатки и вместе с тем в лопатку турбины, и таким образом становится возможным надежное охлаждение лопаток турбины.

В связи с необходимостью охлаждения рабочей лопатки она может снабжаться охлаждающим воздухом через впадающий в дно паза для фиксации подводящий канал для охлаждающего воздуха. Чтобы при этом обеспечить переход охлаждающего воздуха с наименьшими возможными потерями из подводящего канала для охлаждающего воздуха в рабочую лопатку, пазово-шпоночное соединение ножки лопатки и предохранительной пластины, с одной стороны, и посадка предохранительной пластины между нижней стороной ножки лопатки и дном паза, с другой стороны, также выполнена в виде уплотнения.

Принятые до сих пор уплотнительные пластины служат, однако, не только для осевой фиксации рабочих лопаток, но и уплотняют ножку лопатки от горячего газа, который мог бы проникать из внутреннего пространства в направлении ротора турбины и вызывать там повреждения. Чтобы несмотря на отсутствие уплотнительных пластин обеспечить достаточное уплотнение дисков турбины и ротора турбины от проникновения горячей рабочей среды, необходимо осуществить соответствующее уплотнение с помощью других конструктивных элементов. Причем чтобы достичь желаемого упрощения конструкции, при этом нет необходимости добавления новых конструктивных элементов, а функция уплотнения должна осуществляться уже имеющимися конструктивными элементами за счет соответствующих модификаций. Для этого предпочтительно уплотнительные крылья, которые соответственно проходят в направлении соседних рядов направляющих лопаток, должны крепиться к ножкам рабочих лопаток.

Предпочтительно каждое уплотнительное крыло относительно ротора турбины проходит примерно в осевом и азимутальном направлении. При этом уплотнение осуществляется в плоскости, перпендикулярной потенциальному направлению проникновения горячей рабочей среды. Благодаря этому достигается полное уплотнение расположенной под ножкой лопатки области в направлении ротора турбины от текущего внутри газовой турбины горячего газа.

В другом предпочтительном варианте осуществления каждая ножка лопатки снабжена уплотнительным крылом соответственно в двух осевых направлениях. Благодаря этому можно на обеих сторонах лопатки турбины обеспечить уплотнение от проникающего горячего газа.

Предпочтительно такая газовая турбина применяется в газово-паровой турбинной установке.

Связанные с изобретением преимущества заключаются, в частности, в том, что благодаря введению предохранительных пластин между ножкой лопатки и диском газовой турбины можно обойтись без принятых до сих пор уплотнительных пластин, так что возможна существенно упрощенная и более дешевая конструкция газовой турбины. Компоновка всего ряда рабочих лопаток при этом существенно упрощается, кроме того, может быть снижен вес, так что возникают меньшие механические нагрузки, и диск турбины может быть выполнен соответственно с меньшими размерами и более низкими затратами. Кроме того, отпадает необходимость в требуемых до сих пор сложных пазах для фиксации уплотнительной пластины в диске турбины. Благодаря фиксации ножки лопатки на диске турбины посредством шпоночно-пазового соединения даже без уплотнительных пластин обеспечивается особенно надежная осевая фиксация, так что износ во время эксплуатации может оставаться сравнительно небольшим.

Один из примеров осуществления изобретения поясняется более подробно с помощью чертежа. На нем показано:

Фиг. 1 - половинное сечение газовой турбины,

Фиг. 2 - половинное сечение по наружному периметру диска турбины, предназначенного для газовой турбины с уплотнительными пластинами,

Фиг. 3 - половинное сечение по наружному периметру диска турбины, предназначенного для газовой турбины без уплотнительных пластин,

Фиг. 4 - увеличенное изображение предохранительной пластины.

Одинаковые детали на всех фигурах снабжены одними и теми же номерами позиций.

Газовая турбина 1, показанная на фиг. 1, включает в себя компрессор 2 для воздуха, необходимого для сжигания топлива, топочную камеру 4, а также турбоагрегат 6 для привода компрессора 2 и неизображенного генератора или рабочей машины. Для этого турбоагрегат 6 и компрессор 2 расположены на общем, называемом также вращающейся частью турбины, роторе 8 турбины, с которым также соединен генератор или, соответственно, рабочая машина и который установлен с возможностью вращения вокруг своей центральной оси 9. Выполненная в виде кольцевой топочной камеры топочная камера 4 укомплектована некоторым количеством горелок 10 для сжигания жидкого или газообразного горючего.

Турбоагрегат 6 снабжен некоторым количеством соединенных с ротором 8 турбины вращающихся рабочих лопаток 12. Рабочие лопатки 12 расположены на роторе 8 турбины венцом и образуют, таким образом, некоторое количество рядов рабочих лопаток. Кроме того, турбоагрегат 6 снабжен некоторым количеством неподвижных направляющих лопаток 14, которые также закреплены венцом, образуя ряды направляющих лопаток, на обойме 16 направляющих лопаток турбоагрегата 6. Рабочие лопатки 12 служат при этом для привода ротора 8 турбины за счет передачи импульса от протекающей через турбоагрегат 6 рабочей среды M. Направляющие лопатки 14 служат, напротив, для направления течения рабочей среды M между каждыми двумя, если смотреть в направлении течения рабочей среды M, следующими друг за другом рядами рабочих лопаток или венцами рабочих лопаток. Каждая следующая пара из одного венца направляющих лопаток 14 или одного ряда направляющих лопаток и из одного венца рабочих лопаток 12 или одного ряда рабочих лопаток называется при этом также ступенью турбины.

У каждой направляющей лопатки 14 имеется платформа 18, которая для фиксации соответствующей направляющей лопатки 14 расположена на обойме 16 направляющих лопаток турбоагрегата 6 в виде элемента стенки. Платформа 18 при этом представляет собой сравнительно сильно нагружаемый термически конструктивный элемент, который образует наружное ограничение канала горячего газа для протекающей через турбоагрегат 6 рабочей среды M. Каждая рабочая лопатка 12 аналогичным образом закреплена посредством платформы 19 на роторе 8 турбины.

Между расположенными на расстоянии друг от друга платформами 18 направляющих лопаток 14 двух соседних рядов направляющих лопаток расположено по одному направляющему кольцу 21 на обойме 16 направляющих лопаток турбоагрегата 6. Наружная поверхность каждого направляющего кольца 21 при этом также подвержена воздействию горячей протекающей через турбоагрегат 6 рабочей среды M и в радиальном направлении находится на расстоянии зазора от наружного конца расположенных напротив него рабочих лопаток 12. Расположенные между соседними рядами направляющих лопаток направляющие кольца 21 служат при этом, в частности, закрывающими элементами, которые защищают внутренний корпус 16 в обойме направляющих лопаток или другие встроенные части корпуса от термической перегрузки, вызванной протекающей через турбину 6 рабочей средой M.

Топочная камера 4 в этом примере осуществления выполнена в виде так называемой кольцевой топочной камеры, у которой множество расположенных в окружном направлении вокруг ротора 8 турбины горелок 10 впадают в одно общее пространство топочной камеры. Для этого топочная камера 4 в целом выполнена в виде кольцеобразной структуры, которая расположена вокруг ротора 8 турбины.

На фиг. 2 показано в деталях сечение по наружному периметру установленного на роторе 8 турбины диска турбины ступени рабочих лопаток турбоагрегата 6 по уровню техники.

При этом рабочая лопатка 12 своей ножкой 32 лопатки расположена в пазу 30 для фиксации рабочей лопатки. Ножка 32 рабочей лопатки 12 в поперечном сечении имеет форму елки и соответствует форме елки, которую имеет паз 30 для фиксации рабочей лопатки. Схематичное изображение контура ножки 32 рабочей лопатки и паза 30 для фиксации рабочей лопатки воспроизведено с поворотом на 90° относительно остального изображения фиг. 2. Таким образом, изображенный паз 30 для фиксации рабочей лопатки проходит между боковыми поверхностями 34 диска 36 турбины.

Кроме того, схематично обозначены головные концы направляющих лопаток 14, которые, если смотреть в направлении течения рабочей среды газовой турбины, расположены выше по потоку и ниже по потоку от рабочих лопаток 12. При этом направляющие лопатки 14 расположены венцами в форме лучей. При этом направляющие лопатки 14 каждого одного венца стабилизированы посредством крепежного кольца 38, предусмотренного с головной стороны.

С обеих сторон от диска 36 турбины соответственно на боковых стенках 34 по периметру подобно чешуе вставлены уплотнительные пластины 40. Они удерживаются своей верхней стороной в выполненном в рабочей лопатке 12 пазу 42, а на своей нижней стороне фиксируются стопорным пальцем 44.

Уплотнительные пластины 40 выполняют при этом несколько задач: с одной стороны, они уплотняют с помощью примыкающего, проходящего примерно в осевом и азимутальном направлении уплотнительного крыла 46 промежуточное пространство между диском 36 турбины и соседними направляющими лопатками 14 от проникновения горячей рабочей среды M из турбины. С другой стороны, уплотнительные пластины 40 служат также для осевой фиксации ножки 32 лопатки в пазу 30 ножки лопатки и защищают ее, таким образом, от осевого смещения. Радиальная и азимутальная фиксация обеспечена уже за счет формы елки паза 30 для фиксации рабочей лопатки. Кроме того, уплотнительные пластины 40 препятствуют выходу охлаждающего воздуха, введенного по каналам 48 охлаждающего воздуха через диск 36 турбины в ножку 32 лопатки и рабочую лопатку 12.

Чтобы получить более простую, легкую и недорогую конструкцию газовой турбины 1, необходимо изменить компоновку так, чтобы можно было обойтись без уплотнительных пластин 40. Такая конструкция, выполненная соответствующим фиг. 2 образом, изображена на фиг. 3.

Здесь также видны рабочие лопатки 12 и соседние направляющие лопатки 14 с соответствующими навесными деталями. Чтобы можно было обойтись без уплотнительных пластин 40, с одной стороны, непосредственно на ножке 32 лопатки расположены уплотнительные крылья 50. Они препятствуют проникновению горячей рабочей среды изнутри газовой турбины 1 в области, расположенные вблизи ротора турбины. Кроме того, для обеспечения осевой фиксации ножки 32 рабочей лопатки 12 в пазу 30 ножки лопатки в ножке лопатки выполнены проходящие примерно в азимутальном направлении относительно ротора турбины пазы 52. Эти пазы входят в зацепление со шпонками 54 предохранительной пластины 56. Предохранительная пластина 56 снабжена отогнутыми кромками 58, которые входят в зацепление в соответствующие выемки 60 диска 36 турбины. Благодаря этому обеспечивается осевая фиксация предохранительной пластины 56 на диске 36 турбины и фиксация ножки 30 лопатки на предохранительной пластине 56.

Такая конструкция является особенно технологичной: для этого кромки предохранительной пластины 56 до монтажа еще не отгибаются, то есть у нее нет отогнутых кромок 58. При монтаже сначала шпонки 54 предохранительной пластины 56 вставляются в пазы 52. Затем ножка 32 лопатки вдвигается в паз 30 для фиксации рабочей лопатки, и кромки предохранительной пластины отгибаются, и таким образом она фиксируется.

Предохранительная пластина 56 еще раз в увеличенном виде изображена на фиг. 4. Отчетливо видны шпонки 54 для фиксации ножки 32 рабочей лопатки 12, а также отогнутые кромки 58 для фиксации на диске 36 турбины. Предохранительная пластина 56 снабжена, к тому же, некоторым количеством отверстий 62 для охлаждающего воздуха, так что обеспечено пропускание охлаждающего воздуха изнутри диска 36 турбины в ножку 32 лопатки и в рабочую лопатку 12.

Благодаря описанной выше конструкции можно обойтись совсем без необходимых до сих пор уплотнительных пластин 40. Все задачи, выполнявшиеся до сих пор уплотнительными пластинами 40, выполняются другими, соответственно адаптированными конструктивными элементами. Благодаря этому можно обойтись без относительно дорогостоящих в изготовлении уплотнительных пластин 40, и возможна в целом более легкая и недорогая конструкция газовой турбины 1.

1. Ротор (8) турбины, предназначенный для газовой турбины, снабженной некоторым количеством охлаждаемых рабочих лопаток (12), скомпонованных соответственно в ряды рабочих лопаток, расположенных соответственно на одном диске (36) турбины, у каждой из которых имеется ножка (32) лопатки, которая расположена соответственно в проходящем в осевом направлении пазу (30) для фиксации рабочей лопатки диска (36) турбины, при этом между соответствующей ножкой (32) лопатки и дном паза (30) для фиксации рабочей лопатки расположена предохранительная пластина (56) для защиты рабочих лопаток (12) от смещения вдоль паза (30) для фиксации рабочей лопатки, которая зафиксирована на диске (36) турбины посредством отогнутых кромок (58), отличающийся тем, что для подвода охлаждающего средства подводящий канал (48) для охлаждающего средства впадает в дно пазов (30) для фиксации рабочих лопаток, что каждая из предохранительных пластин (56) снабжена некоторым количеством отверстий (62) для охлаждающего воздуха, предназначенных для пропускания охлаждающего средства, и что каждая ножка (32) лопатки снабжена двумя проходящими примерно азимутально относительно оси турбины пазами (52), и при этом каждая из предохранительных пластин (56) снабжена двумя шпонками (54), которые расположены таким образом, что для уплотнения они соединяются с пазами (52) ножки (32) лопатки с геометрическим замыканием.

2. Ротор (8) турбины по п.1, у которого каждая ножка (32) лопатки снабжена уплотнительным крылом (50).

3. Ротор (8) турбины по п.2, у которого каждое уплотнительное крыло (50) проходит примерно в осевом и азимутальном направлении относительно оси турбины.

4. Ротор (8) турбины по одному из п.2 или 3, у которого каждая ножка (32) лопатки снабжена уплотнительным крылом (50) в двух осевых направлениях.

5. Газопаровая турбинная установка, снабженная ротором (8) турбины по одному из пп.1-4.