专利名称：用于降低涡轮机偏心率和不圆度的设备和方法
技术领域：
本文的教导涉及降低涡轮机偏心率和不圆度，且特别地，本文的 教导涉及用于控制冷却的技术。
背景技术：
空气冲击冷却(air impingement cooling)已净皮用来管理小型燃 气轮机的罩壳温度并用来降低和保持旋转叶片与所附内部罩壳表面之 间的余隙。燃气轮机上的空气冲击冷却系统的一个问题是在大的不均匀 且不标准的罩壳表面上实现均匀热传递系数的能力。在小型燃气轮机 上，通常应用小的冲击孔和短的喷嘴至表面的距离。这些因素使得在罩 壳上产生了所需的更高的热传递系数。应用小的沖击冷却孔带来的一个 不利影响是需要在孔上存在高的压差降的情况下来运行。这导致需要利 用不希望的高的冷却空气供应压力，所述压力对净效率产生了负面影 响。
沖击冷却被应用于飞机引擎作为控制涡轮机余隙的方法。然而，用 在飞机引擎上的冲击系统不能用于一些涡轮机应用中。应用于飞机引擎 的系统利用从压缩机中抽出的空气作为冷却介质。在一些其它的燃气轮 机上利用压缩机抽出的空气是不可行的，原因在于设计热传递系数需要 更冷的空气温度。例如， 一些其它燃气轮机具有明显更大的不均匀罩壳 表面，与飞机引擎相比，这种明显更大的不均匀罩壳表面需要复杂的歧 管设计。此外，革壳厚度和罩壳厚度的变化在这种燃气轮机上要明显更 大。
燃气轮机罩壳的偏心率和不圆度方面的问题导致产生转子与定子 之间的摩擦以及其它机械问题。这样就降低了功率输出的效率。该问题 主要是通过增加燃气轮机的冷却组构余隙(cold built clearance)来 解决的，但这样做并未解决该问题，反而进一步降低了效率。
一些通过冲击空气来提供冷却的设备是已公知的。例如， 一种系统
包括被附到涡轮革壳上的冲击冷却歧管，其中该冲击冷却歧管包括位于 沖击冷却歧管的表面中的多个冲击孔；和鼓风机，所述鼓风机提供了穿过该冲击冷却歧管的多个冲击孔的空气流以便对涡轮革壳进行冷却从 而对涡轮机叶片的尖端与涡轮护軍之间的余隙进行控制。尽管这种系统 具有某些优点，但希望对冷却有更多的控制以便进一步改进性能。
因此，需要提供一种可在燃气轮机上提供余隙控制的冲击冷却系 统。该系统优选为目标罩壳表面提供了所需热传递系数，且提供了对流 向軍壳的空气流量的高度控制。本文中就披露了这样一种系统。
发明内容
在一个实施例中，披露了一种燃气轮机，且所述燃气轮机包括被 布置在罩壳内的多个涡轮机叶片，所述布置包括介于所述叶片尖端与所
述罩壳之间的余隙；被设置在接近所述罩壳的位置处的与所述余隙相对
的多根歧管，其中所述歧管中的每根歧管包括位于其表面中的多个冲击
孔；余隙信息源；和用于根据所述余隙信息将冷却空气供应通过多个控 流装置而到达所述歧管中的选定的多根歧管的冷却空气源。
在另一实施例中，披露了一种用于燃气轮机引擎的流量调节沖击空 气冷却系统，且所述系统包括多根歧管，所述多根歧管被设置在接近 所述燃气轮机的罩壳的位置处且与介于所述罩壳中的涡轮机叶片的尖 端之间的余隙相对，其中所述歧管中的每根歧管包括位于其表面中的多 个冲击孔；用于提供余隙信息的至少一个余隙测量装置；用于控制流向 所述多根歧管的空气冷却流的多个控流装置；和用于根据所述余隙信息 将冷却空气供应通过所述多个控流装置而到达所述歧管中的选定的多 根歧管的冷却空气源。
在进一步的实施例中，披露了 一种用于控制介于涡轮机叶片的尖端 与燃气轮机的罩壳之间的余隙的方法，且所述方法包括接收余隙信息； 确定要被供应给所述罩壳部段的冷却空气量；和对从冷却空气源流向所 述軍壳的每个部段的流量进行调节以便减小所述余隙。
现在参见附图，其中在各个图中使用类似的附图标记表示相似的元 件，其中
图l示出了重型(heavy duty)燃气轮机的剖视图； 图2示出了涡轮机叶片到护罩的余隙的特写视图3示出了冲击冷却系统；
图4是冲击冷却歧管的正视图5是冲击冷却歧管的剖视图6是安装在涡轮罩壳上的冲击冷却歧管的正视图；和 图7示出了包括余隙探针和调节器的冲击冷却系统。
具体实施例方式
本文披露了用来利用燃气轮机引擎中的冷却歧管进行主动余隙控 制的方法和设备。每根单独歧管的冷却流由例如调整阀或孔口的装置来 调节。余隙控制利用了总的偏心率和不圆度以及各个分部分中的局部余 隙的这些信息。该信息可通过多种方式来收集，这包括利用余隙探针。 在更详细地讨论该方法和设备之前，先对燃气轮机的某些方面进行讨 论。
现在转到图l，图中示出了燃气轮机110的典型实施例。燃气轮机 110包括压缩机部分112、燃烧器部分114和涡轮部分116。燃气轮机 110还包括压缩机罩壳118和涡轮罩壳120。涡轮罩壳118和压缩机罩 壳120封闭了燃气轮机110的主要部件。涡轮部分116包括轴和多组旋 转和固定叶片122。
还参见图2和图3，涡轮罩壳120可包括被附到罩壳120的内表面 上的护罩126。护罩126可被定位在接近旋转涡轮机叶片122的尖端123 的位置处以使经过尖端123的空气泄露最小化。介于叶片122的尖端123 与护罩U6之间的距离被称作余隙128。应该注意由于叶片122和罩 壳120具有不同的热生长特性，因此每个涡轮机级的余隙128并不是一 致的。
燃气轮机效率中的关键影响因素是通过介于叶片尖端123与罩壳 l20或护軍126 (如图2所示)之间的余隙128泄露的空气和排出气体 的量。由于涡轮机叶片122和涡轮罩壳120具有不同的热生长特性，因 此当涡轮机110经过从点火过渡到基本负载稳态状况的瞬态时，余隙 128可能产生较大的变化。可实施余隙控制系统以便解决在运行状况期 间的特定余隙特性，所述余隙控制系统包括其运行次序。控制系统的不 正确设计和/或排序可能导致尖端123与相应的罩壳护罩126产生过渡 摩擦，这可导致增加余隙128的尺寸且降低性能。
正如图3的典型实施例所示，可利用流量调节冲击空气冷却系统 700来降低和保持涡轮机护罩126与相应的成组叶片尖端123之间的所 需余隙128。参见图3，流量调节冲击空气冷却系统700包括冷却空气 源131。冷却空气源131可包括例如压缩机112 (图1)和/或图中所示 的鼓风机130和控流挡板(flow control damper ) 132。冷却空气源131 可进一步包括用于提供接口并且通过控制部件如控制器160来运行的电 -机械部件。
流量调节冲击空气冷却系统700中进一步包括相互连接的管道 134、分配总管136、流量计量阀或孔口 138和一系列冲击冷却歧管140。 沖击冷却歧管140中的每根冲击冷却歧管可被附到涡轮罩壳120上。在 图3所示的典型实施例中，多根冲击歧管140被附在涡轮罩壳120的周 部周围。冲击冷却鼓风机130抽吸环境空气并将空气鼓送通过控流挡板 132、相互连接的管道134、分配总管136、流量计量阀或孔口 138并进 入冲击冷却歧管140内。鼓风机130可以是任何古风装置，这包括压缩 机、风机或喷射器。冲击冷却歧管140确保为涡轮罩壳120提供均匀的 热传递系数。应该意识到流量调节冲击空气冷却系统700并不限于本 文披露的部件，而是可包括使得空气能够沿冲击冷却歧管140经过的任 何部件。
图3进一步示出了控制部件。在所示实施例中，就控制部件而言包 括有控制器160和控制线路161。控制线路161在控制器161与多个余 隙探针701 (图3中仅示出了所述余隙探针的一部分)之间提供连通。 余隙探针701通过通信线路将余隙信息传送至控制器160。控制器160 利用该余隙信息产生指令并向多个流量调节器702发出命令。尽管图3 中仅示出了其中一个流量调节器702来响应于来自其中一个余隙探针 701的信号而从控制器160接收信号，但其它流量调节器702可以相似 方式响应于来自探针701中的一个或多个探针的信号和/或响应于其它 数据而受到控制。例如，流量调节器702可以控制阀的形式存在和/或 以次级设备如定位器、变换器、调节器、致动器、手动操作器、緩冲器、 限位开关和其它这种装置的形式存在。流量调节器702根据指令来调节 流量计量阀138。因此，实现了对每个歧管140的冷却空气流进行的独 立调节，且实现了在各个部分(其中每个部分大体上对应于歧管140) 中对罩壳120进行冷却。
控制器160可以任何机械、电和/或光的形式来实施，这包括以常 规比例积分微分控制装置和/或带有计算机程序的计算机控制装置的形 式存在的控制器。包括用来实施逻辑功能的可执行指令的有序列表的计 算机程序可在任何计算机可读介质中被实施，所述计算机可读介质由指 令执行系统、设备或装置使用或者与所述指令执行系统、设备或装置相 结合，所述指令执行系统、设备或装置例如为基于计算机的系统、包含 处理器的系统或者可获取来自指令执行系统、设备或装置的指令并执行 所述指令的其它系统。在本文的语境中，"计算机可读介质"可以是可 包含、存储、传送、传播或传输程序的由指令执行系统、设备或装置使 用或者与所述指令执行系统、设备或装置相结合的任何器件。该计算机 可读介质可例如为，但不限于，电子、磁、光、电磁、红外或半导体的 系统、设备、装置或传播介质。计算机可读介质的更为特定的实例(非 穷举性列表)包括以下实例具有一条或多条配线的电连接器件(电子)、 便携计算机磁盘(磁性)、随机存取存储器(RAM)(电子)、只读存 储器(R0M)(电子)、电可编程序只读存储器(EPROM或闪存)(电子)、 光纤(光)、和便携光盘只读存储器(CDR0M)(光)。应该注意计 算机可读介质可甚至是纸或者上面印刷有程序的另一种适当介质，原因
式被捕获，如果需要，还可以适当方式对该程序进行编译、翻译或以其 它方式处理，且随后将该程序存储在计算机存储器中。此外，本发明的 特定实施例的范围包括在逻辑中实施本发明的优选实施例的功能性，所 述逻辑在以硬件或软件构造的介质中被实施。
由此可以推知，流量调节冲击空气冷却系统700可包括通常用来进 行信号收集、处理和部件控制的多个部件。这些部件包括处理器、存储 器、存贮器、电源、存储在计算机可读介质上的一组机器可读指令(即 软件)、配线、电缆、光纤、连接器件、耦合器、接口 (包括无线实施 方式)以及其它这种部件中的至少一种部件。因此，流量调节冲击空气 冷却系统700的实施例包括用于接收余隙信息并且控制流量调节器702 中的每个流量调节器的软件。可基于实时基础(即尽可能快地根据使用 者或设计者的用来在涡轮机110的运行过程中产生余隙控制的需要)来 进行控制。还可利用除余隙信息以外的其它输入数据，这包括局部罩壳 温度、振动数据和其它工艺参数。
带来的技术效果是，流量调节冲击空气冷却系统700可包括存储在 计算机可读介质上的计算机可执行的指令，其中所述指令提供了对流量 调节沖击空气冷却系统700及其部件的操作。
参见图4和图5所示的典型实施例，可根据涡轮罩壳120的目标区 域的轮廓来设计冲击冷却歧管140。每根冲击冷却歧管140可包括具有 供给管道144的上板142、带有多个冲击孔148的下板146、侧部部件、 支承腿150和压具支承件152。冲击孔148允许空气从冲击冷却歧管140 流向涡轮罩壳120从而选择性地冷却涡轮罩壳120。
冲击孔148大体上被设置成阵列。在典型实施例中，冲击孔148可 具有处在约1.25英寸至约2.5英寸范围内的间隔。在典型实施例中， 单独的冲击孔148可具有介于约0. 12英寸与约0. 2英寸之间的尺寸。 孔的尺寸和间隔需要是变化的以便弥补涡轮軍壳几何形状的不均匀性。 下板146上的冲击孔148的尺寸和定位使得在被流量调节冲击空气冷却 系统700作为目标的罩壳上产生了均匀的热传递系数，而这正是。然而， 冲击孔并不限于这些尺寸或间隔。上板142与下板146之间的距离还可 被制成一定尺寸以使内部压力变化最小化，这导致产生了均匀的冷却孔 压力比。
沖击冷却歧管下板146与涡轮罩壳120之间的间隙距离影响了热传 递系数。间隙过大可导致出现并非最优的热传递系数。间隙过小可导致 出现既不最优也不均匀的热传递系数。在典型实施例中，介于约O. 5英 寸与约l.O英寸之间的间隙提供了适当的热传递系数。然而，该间隙并 不限于该范围且可以是提供了适当的热传递系数的任何距离。
如图6所示，多根冷却冲击歧管140被附到涡轮軍壳120上且直接 位于目标冷却区域上方(即，与余隙128相对)。冲击冷却歧管140被
定位成使得在其边缘与离开革壳的任何突部之间存在足够的间隔。这提 供了使空气通过沖击孔148从而从冲击冷却歧管140下面排往环境中的 自由路径。在典型实施例中，介于两根相邻冲击冷却歧管140之间的间 隔可介于约1英寸与约30英寸之间且取决于軍壳的突部和带凸缘的接 头。该间隔并不限于这些尺寸且可在任何适当距离下间隔开来。冲击冷 却歧管140还可为轴向凸缘中的任何轴向凸缘提供冲击冷却，这包括水 平拼接接头。
现在参见图7，图中示出了流量调节沖击空气冷却系统700的另一
实施例。在图7中，流量调节冲击空气冷却系统700包括用于在运行过 程中测量余隙(即在线测量)的装置。在该实施例中，用于测量余隙的 装置包括多个余隙探针701。余隙探针701的典型实施例包括通过利用 机械、电、电机械、磁、电磁、光以及其它技术中的至少一种技术来运 行的探针。余隙探针701被大体上均匀地分布以便提供对余隙128进行 感测的感测方面，这例如是通过确定涡轮罩壳120的接近度来实现的。 用于测量余隙的装置为冲击冷却歧管140中的每根冲击冷却歧管提供余 隙寸言息。
流量调节沖击空气冷却系统700中还包括多个控流装置。在所示实 施例中，控流装置包括流量调节器702。流量调节器702中的每个流量 调节器适于调节从供给管道144流向相应的冲击冷却歧管140的冷却空 气流。通过利用流量调节器702，因此使得可能对流向涡轮罩壳120的 选定部分的冷却空气流进行精确调节。
在流量调节冲击空气冷却系统700的另一实施例中，冲击冷却歧管 140中的每根冲击冷却歧管所需的冷却量可以是已知的。这可能出现在 当偏心率和不圆度的图形是已知的情况下(正如一些燃气轮机110的情
况那样)。因此，在该实施例中，用于测量余隙的装置并未直接包含在 燃气轮机110内。即，例如，用于测量余隙的装置(即余隙信息源)可 包括用来在设计、组装或维护过程中实施测量(即脱机测量)的装置。 非限制性实例包括光学装置(例如光学感测系统)、射频装置(例如微 波感测系统)、磁性装置(例如磁感测系统)和机械装置如测微计、测 径器、测隙规、及其数字或模拟实施例。
进一步地，代替流量调节器702地或除了所述流量调节器以外，控 流装置可以是多个具有适当尺寸的孔口。正如本文所使用地，术语"孔 口 (orifice)"指的是呈现出用来将流限制到所需量的预定性质的限 流结构。
进一步地，在一些情况下，可包括基于运行状况调节流型的软件。 因此，提供了超越现有技术中主要通过增加燃气轮机的冷却组构余
隙来解决偏心率和不圆度问题的解决方案的优点。该优点包括减少了摩
擦的可能性且提高了效率。
在一些实施例中，流量调节冲击空气冷却系统700作为套件被提
供。例如，流量调节沖击空气冷却系统700可作为现有燃气轮机的翻新
可选方案来提供。在一些情况下，作为非限制性实例，该翻新套件包括
用于在运行过程中测量余隙的余隙测量装置(例如上述余隙探针701 )、 用于在运行过程中控制空气冷却流的控流装置(如上述流量调节器 702 )、多根沖击冷却歧管140以及冷却空气源131。还可根据需要包括 其它设备。例如，该套件可包括处理部件如控制器、处理器、存贮器、 存储器、通信部件、接口、电机械单元(如用来操作流量调节器702的 伺服系统)和存储在机器可读介质上的机器可执行的指令，其中该指令 提供了对流量调节冲击空气冷却系统700的运行的监控。
尽管已经结合燃气轮机对本文所述的技术进行了示例性说明，但该 技术还可与多种其它涡轮机械相结合地使用，这包括油型、烧煤型、蒸 汽型和其它类型的涡轮机和压缩机。
尽管已经结合典型实施例对本发明做出了描述，但应该理解可在 不偏离本发明的范围的情况下做出各种变化且可用等效元件来替代本 发明的元件。此外，可在不偏离本发明的基本范围的情况下做出多种变 型以使特定的状况或材料适合于本发明的教导。因此，本发明旨在不限 于作为预想用来实施本发明的最佳模式而被披露的特定实施例，而是， 本发明将包括落入所附权利要求书的范围内的所有实施例。
权利要求
1、一种涡轮机(110)，所述涡轮机包括:被布置在罩壳(120)内的多个涡轮机(110)叶片(122)，所述布置包括介于所述叶片(122)的尖端(123)与所述罩壳(120)之间的余隙(128)；被设置在接近所述罩壳(120)的位置处的与所述余隙(128)相对的多根歧管(140)，其中所述歧管(140)中的每根歧管包括位于其表面中的多个冲击孔(148)；余隙(128)信息源；和用于根据所述余隙(128)信息将冷却空气(131)供应通过多个控流装置而到达所述歧管(140)中的选定的多根歧管的冷却空气源(131)。
2、 根据权利要求1所述的涡轮机(110)，其中所述余隙(128) 信息源包括用于对所述余隙(128)进行在线测量和脱机测量中的一种 测量的设备。
3、 根据权利要求1所述的涡轮机(110)，其中所述余隙(128) 信息源包括光学装置、射频装置、磁性装置和机械装置中的至少一种装 置。
4、 根据权利要求1所述的涡轮机(110)，其中至少一个控流装置 包括流量调节器。
5、 根据权利要求1所述的涡轮机(110)，其中至少一个控流装置 包4舌孔口 。
6、 根据权利要求1所述的涡轮机(110)，进一步包括用于在所述 燃气轮机(110)的运行过程中接收所述余隙(128)信息并且对通过所 述控流装置中的每个控流装置的流量进行调节的控制器(160)。
7、 一种用于涡轮机(110)的流量调节冲击空气冷却系统(700)， 所述系统包括多根歧管(140)，所述多根歧管被设置在接近所述燃气轮机(110) 的罩壳(120)的位置处且与介于所述罩壳中的涡轮机(IIO)叶片(122) 的尖端(H3)之间的余隙(128)相对，其中所述歧管(140)中的每 根歧管包括位于其表面中的多个冲击孔(148);用于提供余隙(128)信息的至少一个余隙(128)测量装置； 用于控制流向所述多根歧管(140)的空气冷却流的多个控流装置； 和用于根据所述余隙(128)信息将冷却空气(131)供应通过所述多 个控流装置而到达所述歧管(140)中的选定的多根歧管的冷却空气源 (131)。
8、 根据权利要求7所述的系统，进一步包括用于监控所述系统的 运4亍的处理部件。
9、 根据权利要求8所述的系统，其中所述处理部件包括以下部件 中的至少一种部件控制器(160)、处理器、存贮器、存储器、通信 部件、接口 、电机械单元和存储在机器可读介质上的机器可执行的指令。
10、 根据权利要求7所述的系统，其中所述至少一个余隙(128) 测量装置包括光学装置、射频装置、磁性装置和机械装置中的至少一种 装置。
全文摘要
一种涡轮机(110)包括被布置在罩壳(120)内的多个涡轮机(110)叶片(122)，所述布置包括介于所述叶片(122)的尖端(123)与所述罩壳(120)之间的余隙(128)；被设置在接近所述罩壳(120)的位置处的与所述余隙(128)相对的多根歧管(140)，其中所述歧管(140)中的每根歧管包括位于其表面中的多个冲击孔(148)；余隙(128)信息源；和用于根据所述余隙(128)信息将冷却空气(131)供应通过多个控流装置而到达所述歧管(140)中的选定的多根歧管的冷却空气源(131)。还提供了一种用于降低涡轮机偏心率和不圆度的设备和方法。
文档编号F02C7/12GK101382087SQ20081021002
公开日2009年3月11日 申请日期2008年8月22日 优先权日2007年8月23日
发明者D·M·埃里克森, J·A·西尔, K·N·沃林, M·F·米查尔斯基, 华 张 申请人:通用电气公司