超临界工质涡轮机组壳体保温散热装置及方法与流程

本发明涉及超临界工质涡轮机组壳体保温散热技术领域，具体涉及一种超临界工质涡轮机组壳体保温散热装置及方法。

背景技术

在超临界二氧化碳布雷顿循环或allam循环系统中，设计工况的温度通常在600至1300℃之间，设计压力在20至32mpa之间。对于上述高设计参数的先进循环系统，涡轮机组能量密度极高，为保证涡轮机组设计寿命在20年以上，涡轮机组本体的壳体的设计厚度值比传统汽轮机组的厚度大，涡轮机组本体的蓄热量十分巨大，使涡轮机组在紧急停机过程中壳体的热量很难散去，如果壳体长时间热量不能散去，会损伤壳体中的干气密封静子件结构。同时,在涡轮设计工况需要对涡轮机组本体进行保温，可以降低系统的热量向环境的散失，提高系统运行工况热效率。这样就带来一个问题：如何实现超临界工质涡轮机组壳体在启动过程、设计工况和变工况过程、正常停机过程，对壳体进行保温，在事故工况紧急停机过程中加快壳体散热。目前，尚无技术方案既能对超临界工质涡轮机组壳体进行保温又能实现在紧急事故时促进壳体散热。

技术实现要素：

本发明的目的就在于为了解决上述问题而提供一种超临界工质涡轮机组壳体保温散热装置及方法，通过设计分块可组装的带孔结构的保温壳体，罩在具有进出口管路的涡轮机组本体的外侧，可以实现在正常工作状态对涡轮本体进行保温，同时，使保温壳体距离涡轮机组本体一定间隙，在紧急事故工况时，通过风机将送来的低温空气进入保温壳体与涡轮本体的间隙内，带走涡轮本体的热量，从而实现在紧急事故工况对涡轮机组本体进行快速散热。

本发明通过以下技术方案来实现上述目的：

超临界工质涡轮机组壳体保温散热装置，包括分块式组合保温散热壳体1，连通分块式组合保温散热壳体1内外的一个或多个保温散热壳体进口管路2以及一个或多个保温散热壳体出口管路3，设置在分块式组合保温散热壳体1内表面上的肋片4，设置在分块式组合保温散热壳体1内的涡轮本体5，支撑涡轮本体5两端的主轴支座7，固定主轴支座7的涡轮底座6，涡轮本体5上设置有涡轮本体进口9和涡轮本体出口10，分块式组合保温散热壳体1由多个保温散热壳体模块组成；分块式组合保温散热壳体1的模块之间以及分块式组合保温散热壳体1与主轴支座7和涡轮底座6之间通过连接边沿8连接。

所述分块式组合保温散热壳体1包括依次连接的右下板状保温散热壳体模块1a、右上圆弧状保温散热壳体模块1b、左部圆弧平板状保温散热壳体模块1c、圆弧梯形状保温散热壳体模块1d以及设置在四个保温散热壳体模块内表面的保温层1e，其中圆弧梯形状保温散热壳体模块1d由右下圆弧梯形状保温散热壳体模块1d-1和左下圆弧梯形状保温散热壳体模块1d-2组成；所述右下板状保温散热壳体模块1a、右上圆弧状保温散热壳体模块1b、左部圆弧平板状保温散热壳体模块1c、右下圆弧梯形状保温散热壳体模块1d-1和左下圆弧梯形状保温散热壳体模块1d-2连接后的外形与涡轮本体5的外形相适配。

所述连接边沿8包括支座连接边沿8a和模块连接边沿8b，分块式组合保温散热壳体1通过支座连接边沿8a与主轴支座7连接，分块式组合保温散热壳体1的模块之间、分块式组合保温散热壳体1的模块与涡轮底座6之间通过模块连接边沿8b连接固定。

所述分块式组合保温散热壳体1的多个保温散热壳体模块上含有孔或半孔结构，其尺寸即半径或内径与涡轮本体进口9或涡轮本体出口10外径相适配，使得涡轮本体进口9或涡轮本体出口10能够穿过；所述分块式组合保温散热壳体1的四个保温散热壳体模块内壁面与涡轮本体5外壁面间具有间隙。

所述分块式组合保温散热壳体1的保温散热壳体进口管路2和保温散热壳体出口管路3位于不同的分块式组合保温散热壳体1的模块上或同一分块式组合保温散热壳体1的模块上。

所述肋片4固定于靠近涡轮本体5外表面侧的任一分块式组合保温散热壳体1的子模块的内表面上，肋片4的形状为直线型或环形型或螺旋线型或螺纹型或分段折转型，肋片4的厚度为等厚度或单调递增厚度或单调递减厚度或非单调递增/递减的变厚度分布形式。

所述的超临界工质涡轮机组壳体保温散热装置的控制方法，在启机、正常工作或停机时，超临界工质涡轮机组壳体保温散热装置内的压力与外界基本相等，保温散热壳体进口管路2和保温散热壳体出口管路3处于关闭状态，分块式组合保温散热壳体1与涡轮本体5间的气体处于稳定状态，超临界工质涡轮机组壳体保温散热装置对涡轮机组进行保温；在紧急事故工况时，控制系统发出命令打开保温散热壳体进口管路2和保温散热壳体出口管路3，通过风机为保温散热壳体进口管路2送风，风从带肋片4的分块式组合保温散热壳体1的多个模块与涡轮本体5的间隙内通过，快速带走涡轮本体5的壳体内的热量，超临界工质涡轮机组壳体保温散热装置对涡轮机组进行快速散热。

本发明的有益效果在于：

目前，尚未见到可以用于解决超临界二氧化碳布雷顿循环或allam循环系统中，既能对超临界工质涡轮机组壳体进行保温又具有在紧急事故时促进壳体散热的功能的可靠解决方案。本发明提出了一种造价低、可操作性高的超临界工质涡轮机组壳体保温散热装置及方法，本发明通过设计分块可组装的带孔结构的保温壳体，罩在具有进出口管路的涡轮机组本体的外侧，可以实现在正常工作状态对涡轮本体进行保温，使保温壳体距离涡轮机组本体一定间隙，在紧急事故工况时，通过风机将送来的低温空气进入保温壳体与涡轮本体的间隙内，带走涡轮本体的热量，从而实现在紧急事故工况对涡轮机组本体进行快速散热。

附图说明

图1是本发明超临界工质涡轮机组壳体保温散热装置的示意图。

1为分块式组合保温散热壳体，其中1a右下板状保温散热壳体模块，1b为右上圆弧状保温散热壳体模块，1c为左部圆弧平板状保温散热壳体模块，1d为圆弧梯形状保温散热壳体模块，1d-1为右下圆弧梯形状保温散热壳体模块，1d-2为左下圆弧梯形状保温散热壳体模块，1e为保温层；2为保温散热壳体进口管路；3为保温散热壳体出口管路；4为肋片；5为涡轮本体；6为涡轮底座；7为主轴支座；8为连接边沿，其中8a为支座连接边沿，8b为模块连接边沿；9为涡轮本体进口；10为涡轮本体出口。

具体实施方式

下面结合附图对本发明作进一步说明：

如图1所示，超临界工质涡轮机组壳体保温散热装置，包括分块式组合保温散热壳体1，连通分块式组合保温散热壳体1内外的一个或多个保温散热壳体进口管路2以及一个或多个保温散热壳体出口管路3，设置在分块式组合保温散热壳体1内表面上的肋片4，设置在分块式组合保温散热壳体1内的涡轮本体5，支撑涡轮本体5两端的主轴支座7，固定主轴支座7的涡轮底座6，涡轮本体5上设置有涡轮本体进口9和涡轮本体出口10，分块式组合保温散热壳体1由多个保温散热壳体模块组成；分块式组合保温散热壳体1的模块之间以及分块式组合保温散热壳体1与主轴支座7和涡轮底座6之间通过连接边沿8连接。

如图1所示，作为本发明的优选实施方式，所述分块式组合保温散热壳体1包括依次连接的右下板状保温散热壳体模块1a、右上圆弧状保温散热壳体模块1b、左部圆弧平板状保温散热壳体模块1c、圆弧梯形状保温散热壳体模块1d以及设置在四个保温散热壳体模块内表面的保温层1e，其中圆弧梯形状保温散热壳体模块1d由右下圆弧梯形状保温散热壳体模块1d-1和左下圆弧梯形状保温散热壳体模块1d-2组成；所述右下板状保温散热壳体模块1a、右上圆弧状保温散热壳体模块1b、左部圆弧平板状保温散热壳体模块1c、右下圆弧梯形状保温散热壳体模块1d-1和左下圆弧梯形状保温散热壳体模块1d-2连接后的外形与涡轮本体5的外形相适配。

如图1所示，作为本发明的优选实施方式，所述连接边沿8包括支座连接边沿8a和模块连接边沿8b，分块式组合保温散热壳体1通过支座连接边沿8a与主轴支座7连接，分块式组合保温散热壳体1的模块之间、分块式组合保温散热壳体1的模块与涡轮底座6之间通过模块连接边沿8b连接固定。

所述分块式组合保温散热壳体1的多个保温散热壳体模块上含有孔或半孔结构，其尺寸即半径或内径与涡轮本体进口9或涡轮本体出口10外径相适配，使得涡轮本体进口9或涡轮本体出口10能够穿过；所述分块式组合保温散热壳体1的四个保温散热壳体模块内壁面与涡轮本体5外壁面间具有间隙。

所述分块式组合保温散热壳体1的保温散热壳体进口管路2和保温散热壳体出口管路3位于不同的分块式组合保温散热壳体1的模块上或同一分块式组合保温散热壳体1的模块上。

作为本发明的优选实施方式，所述肋片4固定于靠近涡轮本体5外表面侧的任一分块式组合保温散热壳体1的子模块的内表面上，肋片4的形状为直线型或环形型或螺旋线型或螺纹型或分段折转型，肋片4的厚度为等厚度或单调递增厚度或单调递减厚度或非单调递增/递减的变厚度分布形式。

本发明超临界工质涡轮机组壳体保温散热装置的控制方法如下：

在工作时，超临界工质涡轮机组壳体保温散热装置的控制方法，具体表述为：在启机、正常工作或停机时，超临界工质涡轮机组壳体保温散热装置内的压力与外界基本相等，保温散热壳体进口管路2和保温散热壳体出口管路3处于关闭状态，分块式组合保温散热壳体1与涡轮本体5间的气体处于稳定状态，超临界工质涡轮机组壳体保温散热装置对涡轮机组进行保温；在紧急事故工况时，控制系统发出命令打开保温散热壳体进口管路2和保温散热壳体出口管路3，通过风机为保温散热壳体进口管路2送风，风从带肋片4的分块式组合保温散热壳体1的多个模块与涡轮本体5的间隙内通过，快速带走涡轮本体5的壳体内的热量，超临界工质涡轮机组壳体保温散热装置对涡轮机组进行快速散热。

本发明的技术方案不限于上述具体实施例的限制，凡是根据本发明的技术方案做出的技术变形，均落入本发明的保护范围之内。