УСТРОЙСТВО ГАЗОВОЙ ТУРБИНЫ

Изобретение относится к устройству газовой турбины, содержащей компрессор с ротором, турбину с ротором, соединенную с компрессором, и уравновешивающий элемент, соединенный с ротором турбины и предназначенный для противодействия осевым силам, генерируемым ротором компрессора и ротором турбины, в котором уравновешивающий элемент приводится в действие рабочей текучей средой.

В таких устройствах газовых турбин известного уровня техники ротор компрессора обычно расположен соосно с ротором турбины и соединен с ним. Ротор компрессора и ротор турбины, таким образом, удерживаются подшипниками, расположенными в районах противоположных концов двух роторов.

Известно устройство газовой турбины, которая содержит компрессор и турбину высокого давления. Осевые силы, произведенные ротором, нейтрализуются при помощи уплотнений. Для модулирования осевых сил может быть использована текучая среда из пространства между уплотнениями (US 4 653 267). Уплотнения согласно этому документу расположены между компрессором и турбиной высокого давления.

Наиболее близким к заявленному изобретению является устройство газовой турбины, известное из патента US 5167484. Это устройство содержит компрессор с ротором, турбину с ротором, соединенную с компрессором ротора, и уравновешивающий элемент, соединенный с ротором турбины и предназначенный для нейтрализации осевых сил, генерируемых ротором компрессора и ротором турбины, в котором уравновешивающий элемент приводится в действие рабочей текучей средой, устройство включает, по меньшей мере, один канал, предназначенный для проведения, по меньшей мере, части рабочей текучей среды, используемой для приведения в действие, к, по меньшей мере, части турбины для влияния на ее температуру, причем указанная часть турбины является частью ротора.

Поскольку ротор компрессора и ротор турбины обычно имеют разные типы лопаток и, кроме того, поскольку ротором турбины обычно производится большая мощность, осевые силы, генерируемые двумя роторами и направленные в противоположные стороны, не будут полностью компенсировать друг друга. Следовательно, существует результирующая осевая сила. Для уменьшения нагрузки на упорный подшипник или подшипники, которые будут воспринимать указанную результирующую осевую силу, устройства газовых турбин согласно известному уровню техники, таким образом, снабжаются уравновешивающим поршнем, расположенным соосно с роторами и прикрепленным к тому концу ротора турбины, который направлен в сторону, противоположную ротору компрессора. Уравновешивающий поршень может, таким образом, формироваться элементом в форме диска, соединенного с осью, которая через этот элемент соединена с ротором турбины и отступает от него. Для генерирования осевой силы в уравновешивающем поршне часть воздуха от компрессора, которая отбирается от компрессора для охлаждения, проводится к уравновешивающему поршню и может прилагать силу к стороне уравновешивающего поршня, которая обращена в сторону, противоположную ротору турбины. Таким образом, можно даже исключить упорный подшипник из конструкции этого конца узла ротор компрессора/ротор турбины.

Воздух от компрессора, который используется для приведения в действие уравновешивающего поршня, выпускается в возможно малом количестве в основной канал для потока в турбине после выполнения его функции. Какое-либо дополнительное использование воздуха от компрессора не предусмотрено.

Задачей настоящего изобретения является получение устройства газовой турбины, которое выполнено так, что рабочая текучая среда, используемая для приведения в действие уравновешивающего элемента, используется таким образом, что возможно уменьшение суммарного количества воздуха из компрессора, который отводится в газовую турбину, между прочим, возможно и охлаждение в устройстве газовой турбины, или таким образом, что возможно большее влияние на температуру компонентов, включенных в турбину, при помощи заданного количества расходуемого воздуха из компрессора. Под "влиянием на температуру" здесь подразумевается первичное охлаждение, однако может быть желательным и может иметь место также нагрев некоторых компонентов в ходе некоторых стадий работы.

Эта задача достигается благодаря устройству газовой турбины, как было первоначально описано, которое отличается тем, что оно содержит, по меньшей мере, один канал, который предназначен для проведения, по меньшей мере, части рабочей текучей среды, используемой для приведения в действие, по меньшей мере, в часть турбины для влияния на ее температуру. Под влиянием на температуру подразумевается первичное охлаждение, но, конечно, возможно использование рабочей текучей среды для нагрева этой части турбины, если это будет предпочтительно.

Согласно предпочтительному варианту осуществления изобретения указанная часть турбины является частью ротора. Таким образом, достигается возможность осуществления охлаждения части ротора рабочей текучей средой, что желательно.

Согласно предпочтительному варианту осуществления изобретения частью ротора является диск ротора. Обычно охлаждение дисков ротора турбины желательно или необходимо. Однако для проведения охлаждающего воздуха ко всем дискам необходимы специальные конструктивные решения. Использование рабочей текучей среды уравновешивающего элемента, которой предпочтительно является отводимый из компрессора воздух, для влияния на температуру одного или более дисков ротора турбины, дает технически простые решения для проведения рабочей текучей среды к дискам ротора, в частности, поскольку уравновешивающий элемент надлежащим образом расположен в сочетании с дисками ротора.

Согласно другому предпочтительному варианту осуществления изобретения уравновешивающий элемент прикреплен к концу ротора турбины, и указанный канал ведет к пространству, сформированному между концом ротора и уравновешивающим элементом. Таким образом, достигается должное охлаждение, по меньшей мере, одного из ряда дисков ротора.

Согласно другому варианту осуществления изобретения устройство газовой турбины содержит, по меньшей мере, один отводной канал, предназначенный для отвода рабочей текучей среды, использованной для указанного влияния на температуру, в канал для основного потока в турбине. Таким образом получают непрерывный поток рабочей текучей среды в упомянутое ранее пространство и через него. Кроме того, достигается полезное охлаждение поверхности уравновешивающего элемента, которая совместно с диском ротора образует расположенное между ними пространство.

Согласно другому предпочтительному варианту осуществления изобретения уравновешивающий элемент содержит ось, которая соосна с ротором турбины и прикреплена к ротору турбины на его дальнем по ходу потока конце. Известным образом ось может содержать элемент в форме диска, через который она прикреплена к ротору турбины и который может образовывать стенку, к которой рабочая текучая среда прилагает ее давление в направлении ротора турбины.

Согласно другому предпочтительному варианту осуществления изобретения ранее упомянутый канал проходит через ось от ее наружной окружности и в осевом направлении в оси к указанному пространству. Предпочтительно канал содержит, по меньшей мере, одно радиальное отверстие, проходящее от наружной окружности оси в область центра оси, и, по меньшей мере, одно осевое отверстие, соединенное с радиальным отверстием и заканчивающееся в пространстве. Рабочая текучая среда может, таким образом, легко проводиться из области снаружи от оси в закрытое пространство, в котором она может работать как хладагент.

Согласно другому предпочтительному варианту осуществления изобретения уравновешивающий элемент содержит напорную камеру, которая содержит отверстие для направления в нее рабочей текучей среды. Указанный канал предпочтительно соединен с напорной камерой. Таким образом, может быть получен надежный поток рабочей текучей среды к самому дальнему по ходу потока диску ротора турбины.

Другие преимущества и отличительные признаки устройства газовой турбины, соответствующего изобретению, будут понятны из остальных зависимых пунктов и из нижеследующего описания.

Вариант выполнения устройства газовой турбины согласно изобретению будет теперь описан на не вносящих ограничения примерах со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых

фиг. 1 изображает вид сбоку в сечении, показывающий устройство газовой турбины согласно изобретению;

фиг. 2 изображает вид сбоку в сечении части устройства газовой турбины, соответствующего показанному на фиг. 1.

Устройство 1 газовой турбины согласно изобретению, показанное на фиг. 1, содержит компрессор 2 и турбину 3. Кроме того, оно содержит камеру 4 сгорания, в данном случае кольцевого типа. В камере 4 сгорания расположено множество горелок 5. Они предназначены для поддержания горения в камере 4 сгорания для генерирования в ней горячего газа. Камера 4 сгорания в одном из ее концов снабжена выходным отверстием, через которое генерированный газ может протекать в турбину 3 и вращать ее. Компрессор 2 в первую очередь предназначен для вырабатывания среды от компрессора, в данном случае - сжатого воздуха, к горелкам 5, в которых среда от компрессора/воздух используется для выполнения их функции горения.

Компрессор 2, камера 4 сгорания и турбина 3 расположены соосно и соединены друг с другом в названном порядке.

Компрессор 2 содержит статор 6 и ротор 7. Статор 6 содержит множество колец 8 с направляющими лопатками, которые известным образом содержат множество направляющих лопаток.

Ротор 7 сформирован множеством дисков 9, которые предпочтительно приварены друг к другу при помощи электронно-лучевой сварки. Радиально снаружи от дисков 9 ротора на соответствующем диске 9 ротора расположены лопатки 10 ротора.

Турбина 3 содержит статор 11 и ротор 12. Ротор 12 содержит множество, в данном случае три, дисков 13 ротора, на которых известным образом расположены кольца из лопаток 14 ротора.

Ротор 7 компрессора соединен с ротором 12 турбины соединительным элементом 15, который проходит через центр кольцевой камеры 4 сгорания. Соединительный элемент 15 в данном случае имеет по существу форму трубы. Ротор 7 компрессора и ротор 12 турбины подвешены на подшипниках 16, 17, расположенных на противоположных концах роторов.

Как ясно видно на фиг. 2, устройство газовой турбины содержит уравновешивающий элемент 18, содержащий дискообразный элемент 19, соединенный с одним концом ротора 12 турбины, и осевую часть 20, соединенную с дискообразным элементом. Осевая часть 20 отступает в направлении, противоположном ротору 12 турбины, и поддерживается подшипником 17. Уравновешивающий элемент 18 привинчен осевыми болтами 30 к дискам 13 ротора и, таким образом, соединен с ротором 12 турбины. Уравновешивающий элемент 18 прикреплен к тому концу ротора 12 турбины, который находится дальше по ходу потока.

Уравновешивающий элемент 18 содержит напорную камеру 21, расположенную на той стороне дискообразного элемента 19, которая обращена в обратную от ротора 12 турбины сторону. Одно или более отверстий 22 предназначены для создания доступа потока рабочей текучей среды в напорную камеру 21. Рабочая текучая среда предпочтительно является сжатым воздухом, который отводится из компрессора и который имеет высокое давление и относительно высокую температуру.

В области вокруг наружной окружности осевой части 20 просверлены по существу радиально ориентированные отверстия 23, проходящие в направлении центра осевой части 20. Кроме того, в центре осевой части 20 проходит по существу осевое отверстие 24, которое в районе одного из его концов соединяется с радиальными отверстиями 23 и которое другим его концом заканчивается в пространстве 25, образованном последним диском ротора 12 турбины и дискообразным элементом 19. Пространство 25 образует полое пространство. Радиальные отверстия 23 соединены с напорной камерой 21 и формируют совместно с осевым отверстием 24 канал 26, предназначенный для проведения рабочей текучей среды/сжатого воздуха из напорной камеры 21 в пространство 25.

Множество проходов 27 для протекания расположены вдоль радиально наружной окружности пространства 25 для обеспечения дальнейшего продвижения рабочей текучей среды из пространства 25 в основной канал для потока турбины 3.

Кроме того, вдоль наружной окружности дискообразного элемента 19 расположены уплотнительные элементы 28 для предотвращения в максимально возможной степени протекания рабочей текучей среды между элементом 19 и частью стенки 29, которая совместно с элементом 19 образует напорную камеру 21.

Понятно, что для специалиста в данной области техники будут очевидны многие модификации и изменения устройства газовой турбины, соответствующего изобретению, без необходимости отхода от объема изобретения, определенного прилагаемой формулой изобретения.

Например, можно было бы выполнить осевые отверстия в одном или более дисков 13 ротора турбины 3 для проведения через эти отверстия отводимого от компрессора охлаждающего воздуха из пространства у последнего диска ротора к остальным дискам ротора для их охлаждения.