EP2184449A1 - Guide vane support, gas turbine and gas or steam turbine engine with such a guide vane support - Google Patents

Guide vane support, gas turbine and gas or steam turbine engine with such a guide vane support Download PDF

Info

Publication number
EP2184449A1
EP2184449A1 EP08019363A EP08019363A EP2184449A1 EP 2184449 A1 EP2184449 A1 EP 2184449A1 EP 08019363 A EP08019363 A EP 08019363A EP 08019363 A EP08019363 A EP 08019363A EP 2184449 A1 EP2184449 A1 EP 2184449A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
guide vane
gas
turbine
metal foam
gas turbine
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Withdrawn
Application number
EP08019363A
Other languages
German (de)
French (fr)
Inventor
Roderick Bryk
Sascha Dr. Dungs
Martin Hartmann
Uwe Kahlstorf
Karl Dr. Klein
Oliver Dr. Lüsebrink
Mirko Milazar
Nicolas Savilius
Oliver Dr. Schneider
Shilun Dr. Sheng
Vadim Shevchenko
Gerhard Simon
Norbert Thamm
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Siemens AG
Original Assignee
Siemens AG
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Siemens AG filed Critical Siemens AG
Priority to EP08019363A priority Critical patent/EP2184449A1/en
Publication of EP2184449A1 publication Critical patent/EP2184449A1/en
Withdrawn legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
    • F01D25/246—Fastening of diaphragms or stator-rings
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/60—Properties or characteristics given to material by treatment or manufacturing
    • F05D2300/612—Foam

Definitions

  • the invention relates to a guide vane carrier, in particular for a gas turbine, which consists of a number of axial segments.
  • Gas turbines are used in many areas to drive generators or work machines.
  • the energy content of a fuel is used to generate a rotational movement of a turbine shaft.
  • the fuel is burned in a combustion chamber, compressed air being supplied by an air compressor.
  • the working medium produced in the combustion chamber by the combustion of the fuel, under high pressure and at high temperature, is guided via a turbine unit arranged downstream of the combustion chamber, where it relaxes to perform work.
  • a number of rotor blades which are usually combined into blade groups or rows of blades, are arranged thereon and drive the turbine shaft via a momentum transfer from the working medium.
  • For guiding the flow of the working medium in the turbine unit also commonly associated between adjacent blade rows with the turbine housing and combined into rows of guide vanes are arranged.
  • the combustion chamber of the gas turbine may be embodied as a so-called annular combustion chamber, in which a plurality of circumferentially arranged around the turbine shaft burners in a common, surrounded by a high temperature resistant surrounding wall combustion chamber space.
  • the combustion chamber is designed in its entirety as an annular structure.
  • a single combustion chamber can also be provided a plurality of combustion chambers.
  • first row of guide vanes of a turbine unit which, together with the blade row immediately downstream in the flow direction of the working medium, forms a first turbine stage of the turbine unit, which is usually followed by further turbine stages.
  • the vanes are fixed in each case via a blade root, also referred to as a platform, on a guide vane carrier of the turbine unit.
  • the guide blade carrier for securing the platforms of the guide vanes comprise an insulation segment.
  • a guide ring on the guide vane support of the turbine unit is arranged in each case.
  • Such a guide ring is spaced by a radial gap of the blade tips of the fixed at the same axial position on the turbine shaft blades of the associated blade row.
  • the guide vane carrier of the gas turbine usually made of cast steel. This is suitable to withstand the high temperatures within the gas turbine and it can thus ensure safe operation of the gas turbine.
  • the guide vanes of the gas turbine can either be fastened to a common guide vane carrier or separate axial segments are provided for each turbine stage.
  • the turbine vane carrier is exposed to extremely high temperatures, so that to avoid material damage sufficient cooling must be provided.
  • the invention is therefore based on the object to provide a guide vane, which allows a technically simpler design while maintaining operational safety and reaches a longer life.
  • At least one axial segment comprises a metal foam.
  • the invention is based on the consideration that a longer service life of the guide blade carrier would be achieved by a reliable and improved cooling of particular individual axial segments of the guide blade carrier. This could be achieved by choosing a more coolable material for the vane carrier. However, the areas that are exposed to the highest temperatures (eg near the compressor outlet or in the area of the entanglement of the guide vanes and the ring segments) should continue to be made of cast steel in order to withstand the prevailing temperatures. In those areas that are exposed to comparatively lower temperatures However, another material could be used for the respective axial segments.
  • the axial segments should not be made massive in low temperature areas, d. H. in particular have a lower density.
  • the material to be used should also have good strength and rigidity in order to be able to withstand the mechanical stresses inside a gas turbine. These properties has a metal foam. Therefore, at least one axial segment should comprise a metal foam.
  • the respective axial segment advantageously comprises stiffening beams and / or tubes. These beams can be welded in the manufacturing process between the massively designed axial segments and thus ensure a particularly good strength of the basic construction. The metal foam can then be introduced in a further manufacturing step in the spaces around the beams or pipes around.
  • the respective metal foam is open-pored, d. H. it has a comparatively high open porosity. This means that a comparatively large number of cavities are connected to each other and to the outside area. As a result, a particularly good cooling of the guide vane carrier is possible.
  • the respective metal foam for the flow is designed with a cooling medium, for example air.
  • a cooling medium for example air.
  • effusion cooling of the guide vane carrier is possible.
  • the cooling medium flows through the porous metal foam. This heats up the cooling medium.
  • the cooling medium is deflected by the hot gas of the combustion chamber in the main flow direction. This also forms a cooling film between porous wall and hot gas. This is now able to absorb heat and transported away in the flow direction. Thus, you can keep the wall temperature low.
  • Another advantage is the low pressure loss of the cooling system and the exact metering.
  • the thickness and porosity of the respective metal foam are adapted to the intended during operation local thermal and mechanical loads. Such an adjustment ensures precise matching of the metal foam by precise metering of the amount of cooling medium to the respective local temperature conditions and adaptation of strength and stability to the mechanical requirements.
  • the advantages associated with the invention are, in particular, that a technically much simpler and more cost-effective construction of a vane carrier and thus the entire gas turbine by a comparison with a massive structure significantly reduced weight is possible by the introduction of a metal foam in axial segments of a vane carrier.
  • the guide vane carrier is better cooled by cooling air and can thus even with the highest demands on the thermal load, ie highest gas turbine inlet temperatures are still performed with simple metallic materials.
  • Such better cooling in conjunction with the strength and symmetry of the metal foam, through which the structure is not weakened by stretching and distortion and local holes, has a lower axial and possibly also radial thermal expansion result.
  • the minimum gaps required to compensate for the thermal expansion can be made smaller, resulting in a higher turbine efficiency result.
  • FIG. 1 shows in detail a longitudinal section through a guide vane carrier 1.
  • the guide vane carrier 1 is usually conical or cylindrical in shape and consists of two segments, an upper and a lower segment, the z. B. are interconnected via flanges. Only the section through the upper segment is shown.
  • the guide vane carrier 1 shown comprises a number of axial segments 24.
  • a metal foam 26 introduced in a part of the axial segments 24 of the vane support 1, a metal foam 26 introduced.
  • 26 stiffening bars 28 are introduced to increase the rigidity in the axial segments 24 with metal foam.
  • the remaining axial segments 24 are formed as castings 30 which are partially welded to the stiffening bars 28.
  • the metal foam 26 is adapted in its thickness and porosity in each case to the thermal and mechanical loads in the interior of the gas turbine. This ensures optimum matching of the material.
  • the metal foam 26 is open-pored, so that its cooling air supply and the cooling of the entire guide blade carrier 1 can be carried out by effusion cooling. Cooling air then flows through the open pores of the metal foam 26.
  • the gas turbine 101 includes a compressor 102 for combustion air, a combustion chamber 104 and a turbine unit 106 for driving the compressor 102 and a generator, not shown, or a working machine.
  • the turbine unit 106 and the compressor 102 are arranged on a common turbine shaft 108, also referred to as turbine rotor, to which the generator or the working machine is also connected, and which is rotatably mounted about its central axis 109.
  • the combustor 104 which is in the form of an annular combustor, is equipped with a number of burners 110 for combustion of a liquid or gaseous fuel.
  • the turbine unit 106 has a number of rotatable blades 112 connected to the turbine shaft 108.
  • the blades 112 are annularly disposed on the turbine shaft 108 and thus form a number of blade rows.
  • the turbine unit 106 includes a number of stationary vanes 114, which are also attached in a donut-like manner to a vane support 1 of the turbine unit 106 to form rows of vanes.
  • the blades 112 serve to drive the turbine shaft 108 by momentum transfer from the turbine unit 106 flowing through the working medium M.
  • the vanes 114 serve to guide the flow of the working medium M between two seen in the flow direction of the working medium M consecutive blade rows or blade rings.
  • a successive pair of a ring of vanes 114 or a row of vanes and a ring of blades 112 or a blade row is also referred to as a turbine stage.
  • Each vane 114 has a platform 118 which is arranged to fix the respective vane 114 to a vane support 1 of the turbine unit 106 as a wall element.
  • the platform 18 is a thermally comparatively heavily loaded component that forms the outer boundary of a hot gas channel for the working medium M flowing through the turbine unit 106.
  • Each blade 112 is fastened to the turbine shaft 108 in an analogous manner via a platform 119, also referred to as a blade root.
  • a guide ring 121 is arranged on a guide blade carrier 1 of the turbine unit 6.
  • the outer surface of each guide ring 121 is also exposed to the hot, the turbine unit 106 flowing through the working medium M and spaced in the radial direction from the outer end of the blades lying opposite him 112 through a gap.
  • the guide rings 121 arranged between adjacent rows of guide blades serve in particular as cover elements which protect the inner housing in the guide blade carrier 1 or other housing built-in components against thermal overstress by the hot working medium M flowing through the turbine 106.
  • the combustion chamber 104 is configured in the exemplary embodiment as a so-called annular combustion chamber, in which a plurality of burners 110 arranged around the turbine shaft 108 in the circumferential direction open into a common combustion chamber space.
  • the combustion chamber 104 is configured in its entirety as an annular structure, which is positioned around the turbine shaft 108 around.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

The vane support (1) comprises axial segments (24) having a metal foam (26). The axial segment comprises a reinforcement beam or a pipe (28). The metal foam is open porous with a cooling medium, where the thickness and porosity of the metal foam is adjusted at the thermal and mechanical charges. An independent claim is included for a gas and steam turbine system with a gas turbine.

Description

Die Erfindung betrifft einen Leitschaufelträger, insbesondere für eine Gasturbine, der aus einer Anzahl von Axialsegmenten besteht.The invention relates to a guide vane carrier, in particular for a gas turbine, which consists of a number of axial segments.

Gasturbinen werden in vielen Bereichen zum Antrieb von Generatoren oder von Arbeitsmaschinen eingesetzt. Dabei wird der Energieinhalt eines Brennstoffs zur Erzeugung einer Rotationsbewegung einer Turbinenwelle genutzt. Der Brennstoff wird dazu in einer Brennkammer verbrannt, wobei von einem Luftverdichter verdichtete Luft zugeführt wird. Das in der Brennkammer durch die Verbrennung des Brennstoffs erzeugte, unter hohem Druck und unter hoher Temperatur stehende Arbeitsmedium wird dabei über eine der Brennkammer nachgeschaltete Turbineneinheit geführt, wo es sich arbeitsleistend entspannt.Gas turbines are used in many areas to drive generators or work machines. In this case, the energy content of a fuel is used to generate a rotational movement of a turbine shaft. For this purpose, the fuel is burned in a combustion chamber, compressed air being supplied by an air compressor. The working medium produced in the combustion chamber by the combustion of the fuel, under high pressure and at high temperature, is guided via a turbine unit arranged downstream of the combustion chamber, where it relaxes to perform work.

Zur Erzeugung der Rotationsbewegung der Turbinenwelle sind dabei an dieser eine Anzahl von üblicherweise in Schaufelgruppen oder Schaufelreihen zusammengefassten Laufschaufeln angeordnet, die über einen Impulsübertrag aus dem Arbeitsmedium die Turbinenwelle antreiben. Zur Strömungsführung des Arbeitsmediums in der Turbineneinheit sind zudem üblicherweise zwischen benachbarten Laufschaufelreihen mit dem Turbinengehäuse verbundene und zu Leitschaufelreihen zusammengefasste Leitschaufeln angeordnet.To generate the rotational movement of the turbine shaft, a number of rotor blades, which are usually combined into blade groups or rows of blades, are arranged thereon and drive the turbine shaft via a momentum transfer from the working medium. For guiding the flow of the working medium in the turbine unit also commonly associated between adjacent blade rows with the turbine housing and combined into rows of guide vanes are arranged.

Die Brennkammer der Gasturbine kann als so genannte Ringbrennkammer ausgeführt sein, bei der eine Vielzahl von in Umfangsrichtung um die Turbinenwelle herum angeordneten Brennern in einen gemeinsamen, von einer hochtemperaturbeständigen Umfassungswand umgebenen Brennkammerraum mündet. Dazu ist die Brennkammer in ihrer Gesamtheit als ringförmige Struktur ausgestaltet. Neben einer einzigen Brennkammer kann auch eine Mehrzahl von Brennkammern vorgesehen sein.The combustion chamber of the gas turbine may be embodied as a so-called annular combustion chamber, in which a plurality of circumferentially arranged around the turbine shaft burners in a common, surrounded by a high temperature resistant surrounding wall combustion chamber space. For this purpose, the combustion chamber is designed in its entirety as an annular structure. In addition to a single combustion chamber can also be provided a plurality of combustion chambers.

Unmittelbar an die Brennkammer schließt sich in der Regel eine erste Leitschaufelreihe einer Turbineneinheit an, die zusammen mit der in Strömungsrichtung des Arbeitsmediums gesehen unmittelbar nachfolgenden Laufschaufelreihe eine erste Turbinenstufe der Turbineneinheit bildet, welcher üblicherweise weitere Turbinenstufen nachgeschaltet sind.Immediately adjoining the combustion chamber is generally followed by a first row of guide vanes of a turbine unit which, together with the blade row immediately downstream in the flow direction of the working medium, forms a first turbine stage of the turbine unit, which is usually followed by further turbine stages.

Die Leitschaufeln sind dabei jeweils über einen auch als Plattform bezeichneten Schaufelfuß an einem Leitschaufelträger der Turbineneinheit fixiert. Dabei kann der Leitschaufelträger zur Befestigung der Plattformen der Leitschaufeln ein Isolationssegment umfassen. Zwischen den in axialer Richtung der Gasturbine voneinander beabstandet angeordneten Plattformen der Leitschaufeln zweier benachbarter Leitschaufelreihen ist jeweils ein Führungsring am Leitschaufelträger der Turbineneinheit angeordnet. Ein derartiger Führungsring ist durch einen Radialspalt von den Schaufelspitzen der an gleicher axialer Position an der Turbinenwelle fixierten Laufschaufeln der zugehörigen Laufschaufelreihe beabstandet. Damit bilden die Plattformen der Leitschaufeln und die ihrerseits gegebenenfalls in Umfangsrichtung der Gasturbine segmentiert ausgeführten Führungsringe eine Anzahl von die äußere Begrenzung eines Strömungskanals für das Arbeitsmedium darstellenden Wandelementen der Turbineneinheit.The vanes are fixed in each case via a blade root, also referred to as a platform, on a guide vane carrier of the turbine unit. In this case, the guide blade carrier for securing the platforms of the guide vanes comprise an insulation segment. Between the spaced apart in the axial direction of the gas turbine platforms of the guide vanes of two adjacent rows of vanes, a guide ring on the guide vane support of the turbine unit is arranged in each case. Such a guide ring is spaced by a radial gap of the blade tips of the fixed at the same axial position on the turbine shaft blades of the associated blade row. Thus, the platforms of the vanes and, in turn, optionally segmented in the circumferential direction of the gas turbine formed guide rings a number of the outer boundary of a flow channel for the working medium performing wall elements of the turbine unit.

Bei der Auslegung derartiger Gasturbinen ist zusätzlich zur erreichbaren Leistung üblicherweise ein besonders hoher Wirkungsgrad ein Auslegungsziel. Eine Erhöhung des Wirkungsgrades lässt sich dabei aus thermodynamischen Gründen grundsätzlich durch eine Erhöhung der Austrittstemperatur erreichen, mit der das Arbeitsmedium aus der Brennkammer ab- und in die Turbineneinheit einströmt. Daher werden Temperaturen von etwa 1200 °C bis 1500 °C für derartige Gasturbinen angestrebt und auch erreicht.In the design of such gas turbines in addition to the achievable power usually a particularly high efficiency is a design target. An increase in the efficiency can be achieved for thermodynamic reasons basically by increasing the outlet temperature at which the working fluid from the combustion chamber and flows into the turbine unit. Therefore, temperatures of about 1200 ° C to 1500 ° C are sought for such gas turbines and achieved.

Bei derartig hohen Temperaturen des Arbeitsmediums sind jedoch die diesem ausgesetzten Komponenten und Bauteile hohen thermischen Belastungen ausgesetzt. Daher ist insbesondere der Leitschaufelträger der Gasturbine üblicherweise aus Gussstahl gefertigt. Dieser ist geeignet, den hohen Temperaturen innerhalb der Gasturbine zu widerstehen und es kann somit ein sicherer Betrieb der Gasturbine gewährleistet werden.At such high temperatures of the working medium, however, exposed to this components and components are exposed to high thermal loads. Therefore, in particular the guide vane carrier of the gas turbine usually made of cast steel. This is suitable to withstand the high temperatures within the gas turbine and it can thus ensure safe operation of the gas turbine.

Je nach Auslegungsziel der Gasturbine können dabei die Leitschaufeln der Gasturbine entweder an einem gemeinsamen Leitschaufelträger befestigt werden oder es sind für jede Turbinenstufe separate Axialsegmente vorgesehen. In jedem Fall ergeben sich jedoch zumindest bei großen Gasturbinen ein oder mehrere sehr große und schwere Gussteile, die eine entsprechend kostenintensive und technisch aufwändige Konstruktion erfordern. Weiterhin ist der Turbinenleitschaufelträger extrem hohen Temperaturen ausgesetzt, so dass zur Vermeidung von Materialschäden für eine ausreichende Kühlung gesorgt werden muss.Depending on the design goal of the gas turbine, the guide vanes of the gas turbine can either be fastened to a common guide vane carrier or separate axial segments are provided for each turbine stage. In any case, however, arise at least for large gas turbines, one or more very large and heavy castings that require a correspondingly costly and technically complex construction. Furthermore, the turbine vane carrier is exposed to extremely high temperatures, so that to avoid material damage sufficient cooling must be provided.

Der Erfindung liegt daher die Aufgabe zugrunde, einen Leitschaufelträger anzugeben, der unter Erhaltung der betrieblichen Sicherheit eine technisch einfachere Konstruktion erlaubt und eine höhere Lebensdauer erreicht.The invention is therefore based on the object to provide a guide vane, which allows a technically simpler design while maintaining operational safety and reaches a longer life.

Diese Aufgabe wird erfindungsgemäß gelöst, indem mindestens ein Axialsegment einen Metallschaum umfasst.This object is achieved according to the invention in that at least one axial segment comprises a metal foam.

Die Erfindung geht dabei von der Überlegung aus, dass eine höhere Lebensdauer des Leitschaufelträgers durch eine zuverlässige und verbesserte Kühlung insbesondere einzelner Axialsegmente des Leitschaufelträgers erreichbar wäre. Dies könnte durch Wahl eines besser kühlbaren Materials für den Leitschaufelträger erreicht werden. Allerdings sollten die Bereiche, die mit den höchsten Temperaturen beaufschlagt sind (z. B. nahe des Verdichteraustritts oder im Bereich der Verhakung der Leitschaufeln und der Ringsegmente) dabei weiterhin aus Gussstahl gefertigt sein, um den dort vorherrschenden Temperaturen widerstehen zu können. In denjenigen Bereichen, die mit vergleichsweise niedrigeren Temperaturen beaufschlagt sind, könnte jedoch ein anderes Material für die betreffenden Axialsegmente verwendet werden.The invention is based on the consideration that a longer service life of the guide blade carrier would be achieved by a reliable and improved cooling of particular individual axial segments of the guide blade carrier. This could be achieved by choosing a more coolable material for the vane carrier. However, the areas that are exposed to the highest temperatures (eg near the compressor outlet or in the area of the entanglement of the guide vanes and the ring segments) should continue to be made of cast steel in order to withstand the prevailing temperatures. In those areas that are exposed to comparatively lower temperatures However, another material could be used for the respective axial segments.

Um einerseits eine gute Kühlung der Axialsegmente zu gewährleisten und weiterhin das Gewicht des Leitschaufelträgers zu reduzieren, sollten die Axialsegmente in Bereichen niedriger Temperatur nicht massiv ausgeführt sein, d. h. insbesondere eine geringere Dichte aufweisen. Gleichzeitig sollte das zu verwendende Material aber auch eine gute Festigkeit und Steifigkeit aufweisen, um den mechanischen Beanspruchungen im Inneren einer Gasturbine standhalten zu können. Diese Eigenschaften weist ein Metallschaum auf. Daher sollte mindestens ein Axialsegment einen Metallschaum umfassen.On the one hand to ensure good cooling of the axial segments and continue to reduce the weight of the vane wearer, the axial segments should not be made massive in low temperature areas, d. H. in particular have a lower density. At the same time, however, the material to be used should also have good strength and rigidity in order to be able to withstand the mechanical stresses inside a gas turbine. These properties has a metal foam. Therefore, at least one axial segment should comprise a metal foam.

Um die Steifigkeit des Leitschaufelträgers weiter zu verbessern, umfasst das jeweilige Axialsegment vorteilhafterweise Versteifungsbalken und/oder -rohre. Diese Balken können im Fertigungsprozess zwischen den massiv ausgestalteten Axialsegmenten verschweißt werden und sorgen so für eine besonders gute Festigkeit der Grundkonstruktion. Der Metallschaum kann dann in einem weiteren Fertigungsschritt in die Zwischenräume um die Balken oder Rohre herum eingebracht werden.To further improve the rigidity of the vane carrier, the respective axial segment advantageously comprises stiffening beams and / or tubes. These beams can be welded in the manufacturing process between the massively designed axial segments and thus ensure a particularly good strength of the basic construction. The metal foam can then be introduced in a further manufacturing step in the spaces around the beams or pipes around.

In vorteilhafter Ausgestaltung ist der jeweilige Metallschaum offenporig, d. h. er weist eine vergleichsweise hohe offene Porosität auf. Dies bedeutet, das eine vergleichsweise große Anzahl von Hohlräumen miteinander und mit dem Außenbereich verbunden ist. Dadurch ist eine besonders gute Kühlung des Leitschaufelträgers möglich.In an advantageous embodiment, the respective metal foam is open-pored, d. H. it has a comparatively high open porosity. This means that a comparatively large number of cavities are connected to each other and to the outside area. As a result, a particularly good cooling of the guide vane carrier is possible.

Weiterhin ist der jeweilige Metallschaum für die Durchströmung mit einem Kühlmedium, beispielsweise Luft ausgelegt. Dadurch ist eine Effusionskühlung des Leitschaufelträgers möglich. Diese zeichnet sich dadurch aus, dass das Kühlmedium durch den porösen Metallschaum strömt. Dadurch heizt sich das Kühlmedium auf. Beim Austritt aus dem Metallschaum wird das Kühlmedium durch das Heißgas der Brennkammer in Hauptströmungsrichtung umgelenkt. Dabei bildet sich auch ein Kühlfilm zwischen poröser Wand und Heißgas. Dieser ist nun in der Lage, Wärme zu absorbieren und in Strömungsrichtung abzutransportieren. Somit kann man die Wandtemperatur gering halten. Ein weiterer Vorteil ist der geringe Druckverlust des Kühlsystems und die exakte Dosierbarkeit.Furthermore, the respective metal foam for the flow is designed with a cooling medium, for example air. As a result, effusion cooling of the guide vane carrier is possible. This is characterized by the fact that the cooling medium flows through the porous metal foam. This heats up the cooling medium. When exiting the metal foam, the cooling medium is deflected by the hot gas of the combustion chamber in the main flow direction. This also forms a cooling film between porous wall and hot gas. This is now able to absorb heat and transported away in the flow direction. Thus, you can keep the wall temperature low. Another advantage is the low pressure loss of the cooling system and the exact metering.

In weiterer vorteilhafter Ausgestaltung sind die Dicke und Porosität des jeweiligen Metallschaums an die im Betrieb vorgesehenen lokalen thermischen und mechanischen Belastungen angepasst. Durch eine derartige Anpassung ist eine genaue Abstimmung des Metallschaums durch genaue Dosierung der Menge an Kühlmedium auf die jeweiligen lokalen Temperaturverhältnisse sowie Anpassung von Festigkeit und Stabilität auf die mechanischen Erfordernisse gewährleistet.In a further advantageous embodiment, the thickness and porosity of the respective metal foam are adapted to the intended during operation local thermal and mechanical loads. Such an adjustment ensures precise matching of the metal foam by precise metering of the amount of cooling medium to the respective local temperature conditions and adaptation of strength and stability to the mechanical requirements.

Vorteilhafterweise umfasst eine Gasturbine einen derartigen Leitschaufelträger sowie eine Gas- und Dampfturbinenanlage eine Gasturbine mit einem derartigen Leitschaufelträger.Advantageously, a gas turbine such a vane carrier and a gas and steam turbine plant comprises a gas turbine with such a vane carrier.

Die mit der Erfindung verbundenen Vorteile bestehen insbesondere darin, dass durch die Einbringung eines Metallschaums in Axialsegmente eines Leitschaufelträgers eine technisch wesentlich einfachere und kostengünstigere Konstruktion eines Leitschaufelträgers und damit der gesamten Gasturbine durch ein im Vergleich zu einer massiven Struktur deutlich reduziertes Gewicht möglich wird. Weiterhin wird der Leitschaufelträger besser durch Kühlluft gekühlt und kann damit auch bei höchsten Ansprüchen an die thermische Maschinenbelastung, d. h. höchsten Gasturbineneintrittstemperaturen noch mit einfachen metallischen Werkstoffen ausgeführt werden. Eine derartige bessere Kühlung in Verbindung mit der Festigkeit und Symmetrie des Metallschaums, durch die die Struktur durch Dehnungen und Verzüge sowie lokale Bohrungen nicht geschwächt wird, hat eine geringere axiale und unter Umständen auch radiale thermische Ausdehnung zur Folge. Damit können die zum Ausgleich der thermischen Ausdehnung erforderlichen Mindestspalte kleiner ausgelegt werden, was einen höheren Turbinenwirkungsgrad zur Folge hat.The advantages associated with the invention are, in particular, that a technically much simpler and more cost-effective construction of a vane carrier and thus the entire gas turbine by a comparison with a massive structure significantly reduced weight is possible by the introduction of a metal foam in axial segments of a vane carrier. Furthermore, the guide vane carrier is better cooled by cooling air and can thus even with the highest demands on the thermal load, ie highest gas turbine inlet temperatures are still performed with simple metallic materials. Such better cooling in conjunction with the strength and symmetry of the metal foam, through which the structure is not weakened by stretching and distortion and local holes, has a lower axial and possibly also radial thermal expansion result. Thus, the minimum gaps required to compensate for the thermal expansion can be made smaller, resulting in a higher turbine efficiency result.

Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung wird anhand einer Zeichnung näher erläutert. Darin zeigen:

FIG 1
einen Halbschnitt durch die obere Hälfte eines Leitschaufelträgers, welcher aus einer Anzahl von Axialsegmenten besteht, und
FIG 2
einen Halbschnitt durch eine Gasturbine.
An embodiment of the invention will be explained in more detail with reference to a drawing. Show:
FIG. 1
a half section through the upper half of a vane support, which consists of a number of axial segments, and
FIG. 2
a half section through a gas turbine.

Gleiche Teile sind in beiden Figuren mit denselben Bezugszeichen versehen.Identical parts are provided in both figures with the same reference numerals.

FIG 1 zeigt im Detail einen Längsschnitt durch einen Leitschaufelträger 1. Bei stationären Gasturbinen ist der Leitschaufelträger 1 üblicherweise konisch oder zylindrisch geformt und besteht aus zwei Segmenten, einem oberen und einem unteren Segment, die z. B. über Flansche miteinander verbunden sind. Dabei ist nur der Schnitt durch das obere Segment gezeigt. FIG. 1 shows in detail a longitudinal section through a guide vane carrier 1. In stationary gas turbines, the guide vane carrier 1 is usually conical or cylindrical in shape and consists of two segments, an upper and a lower segment, the z. B. are interconnected via flanges. Only the section through the upper segment is shown.

Der gezeigte Leitschaufelträger 1 umfasst eine Anzahl von Axialsegmenten 24. Um eine einfachere und gewichtsreduziertere Konstruktion des Leitschaufelträgers 1 zu ermöglichen, die sich zudem flexibel an die Temperaturverhältnisse im Inneren der Gasturbine 1 anpassen lässt, ist in einen Teil der Axialsegmente 24 des Leitschaufelträgers 1 ein Metallschaum 26 eingebracht. Dabei sind zur Erhöhung der Steifigkeit in die Axialsegmente 24 mit Metallschaum 26 Versteifungsbalken 28 eingebracht.The guide vane carrier 1 shown comprises a number of axial segments 24. In order to allow a simpler and weight-reduced construction of the vane support 1, which also can be flexibly adapted to the temperature conditions inside the gas turbine 1, is in a part of the axial segments 24 of the vane support 1, a metal foam 26 introduced. In this case, 26 stiffening bars 28 are introduced to increase the rigidity in the axial segments 24 with metal foam.

Die übrigen Axialsegmente 24 sind als Gussteile 30 ausgebildet, die teilweise mit den Versteifungsbalken 28 verschweißt sind. Dabei ist der Metallschaum 26 in seiner Dicke und Porosität jeweils an die thermischen und mechanischen Belastungen im Inneren der Gasturbine angepasst. Dadurch ist eine optimale Abstimmung des Materials gewährleistet.The remaining axial segments 24 are formed as castings 30 which are partially welded to the stiffening bars 28. In this case, the metal foam 26 is adapted in its thickness and porosity in each case to the thermal and mechanical loads in the interior of the gas turbine. This ensures optimum matching of the material.

Der Metallschaum 26 ist offenporig, so dass seine Kühlluftversorgung und die Kühlung des gesamten Leitschaufelträgers 1 durch Effusionskühlung erfolgen kann. Kühlluft strömt dann durch die offenen Poren des Metallschaums 26.The metal foam 26 is open-pored, so that its cooling air supply and the cooling of the entire guide blade carrier 1 can be carried out by effusion cooling. Cooling air then flows through the open pores of the metal foam 26.

Die Gasturbine 101 gemäß FIG 2 weist einen Verdichter 102 für Verbrennungsluft, eine Brennkammer 104 sowie eine Turbineneinheit 106 zum Antrieb des Verdichters 102 und eines nicht dargestellten Generators oder einer Arbeitsmaschine auf. Dazu sind die Turbineneinheit 106 und der Verdichter 102 auf einer gemeinsamen, auch als Turbinenläufer bezeichneten Turbinenwelle 108 angeordnet, mit der auch der Generator bzw. die Arbeitsmaschine verbunden ist, und die um ihre Mittelachse 109 drehbar gelagert ist. Die in der Art einer Ringbrennkammer ausgeführte Brennkammer 104 ist mit einer Anzahl von Brennern 110 zur Verbrennung eines flüssigen oder gasförmigen Brennstoffs bestückt.The gas turbine 101 according to FIG. 2 includes a compressor 102 for combustion air, a combustion chamber 104 and a turbine unit 106 for driving the compressor 102 and a generator, not shown, or a working machine. For this purpose, the turbine unit 106 and the compressor 102 are arranged on a common turbine shaft 108, also referred to as turbine rotor, to which the generator or the working machine is also connected, and which is rotatably mounted about its central axis 109. The combustor 104, which is in the form of an annular combustor, is equipped with a number of burners 110 for combustion of a liquid or gaseous fuel.

Die Turbineneinheit 106 weist eine Anzahl von mit der Turbinenwelle 108 verbundenen, rotierbaren Laufschaufeln 112 auf. Die Laufschaufeln 112 sind kranzförmig an der Turbinenwelle 108 angeordnet und bilden somit eine Anzahl von Laufschaufelreihen. Weiterhin umfasst die Turbineneinheit 106 eine Anzahl von feststehenden Leitschaufeln 114, die ebenfalls kranzförmig unter der Bildung von Leitschaufelreihen an einem Leitschaufelträger 1 der Turbineneinheit 106 befestigt sind. Die Laufschaufeln 112 dienen dabei zum Antrieb der Turbinenwelle 108 durch Impulsübertrag vom die Turbineneinheit 106 durchströmenden Arbeitsmedium M. Die Leitschaufeln 114 dienen hingegen zur Strömungsführung des Arbeitsmediums M zwischen jeweils zwei in Strömungsrichtung des Arbeitsmediums M gesehen aufeinander folgenden Laufschaufelreihen oder Laufschaufelkränzen. Ein aufeinander folgendes Paar aus einem Kranz von Leitschaufeln 114 oder einer Leitschaufelreihe und aus einem Kranz von Laufschaufeln 112 oder einer Laufschaufelreihe wird dabei auch als Turbinenstufe bezeichnet.The turbine unit 106 has a number of rotatable blades 112 connected to the turbine shaft 108. The blades 112 are annularly disposed on the turbine shaft 108 and thus form a number of blade rows. Furthermore, the turbine unit 106 includes a number of stationary vanes 114, which are also attached in a donut-like manner to a vane support 1 of the turbine unit 106 to form rows of vanes. The blades 112 serve to drive the turbine shaft 108 by momentum transfer from the turbine unit 106 flowing through the working medium M. The vanes 114, however, serve to guide the flow of the working medium M between two seen in the flow direction of the working medium M consecutive blade rows or blade rings. A successive pair of a ring of vanes 114 or a row of vanes and a ring of blades 112 or a blade row is also referred to as a turbine stage.

Jede Leitschaufel 114 weist eine Plattform 118 auf, die zur Fixierung der jeweiligen Leitschaufel 114 an einem Leitschaufelträger 1 der Turbineneinheit 106 als Wandelement angeordnet ist. Die Plattform 18 ist dabei ein thermisch vergleichsweise stark belastetes Bauteil, das die äußere Begrenzung eines Heißgaskanals für das die Turbineneinheit 106 durchströmende Arbeitsmedium M bildet. Jede Laufschaufel 112 ist in analoger Weise über eine auch als Schaufelfuß bezeichnete Plattform 119 an der Turbinenwelle 108 befestigt.Each vane 114 has a platform 118 which is arranged to fix the respective vane 114 to a vane support 1 of the turbine unit 106 as a wall element. The platform 18 is a thermally comparatively heavily loaded component that forms the outer boundary of a hot gas channel for the working medium M flowing through the turbine unit 106. Each blade 112 is fastened to the turbine shaft 108 in an analogous manner via a platform 119, also referred to as a blade root.

Zwischen den beabstandet voneinander angeordneten Plattformen 118 der Leitschaufeln 114 zweier benachbarter Leitschaufelreihen ist jeweils ein Führungsring 121 an einem Leitschaufelträger 1 der Turbineneinheit 6 angeordnet. Die äußere Oberfläche jedes Führungsrings 121 ist dabei ebenfalls dem heißen, die Turbineneinheit 106 durchströmenden Arbeitsmedium M ausgesetzt und in radialer Richtung vom äußeren Ende der ihm gegenüber liegenden Laufschaufeln 112 durch einen Spalt beabstandet. Die zwischen benachbarten Leitschaufelreihen angeordneten Führungsringe 121 dienen dabei insbesondere als Abdeckelemente, die das Innengehäuse im Leitschaufelträger 1 oder andere Gehäuse-Einbauteile vor einer thermischen Überbeanspruchung durch das die Turbine 106 durchströmende heiße Arbeitsmedium M schützen.Between the spaced-apart platforms 118 of the guide vanes 114 of two adjacent guide blade rows, a guide ring 121 is arranged on a guide blade carrier 1 of the turbine unit 6. The outer surface of each guide ring 121 is also exposed to the hot, the turbine unit 106 flowing through the working medium M and spaced in the radial direction from the outer end of the blades lying opposite him 112 through a gap. The guide rings 121 arranged between adjacent rows of guide blades serve in particular as cover elements which protect the inner housing in the guide blade carrier 1 or other housing built-in components against thermal overstress by the hot working medium M flowing through the turbine 106.

Die Brennkammer 104 ist im Ausführungsbeispiel als so genannte Ringbrennkammer ausgestaltet, bei der eine Vielzahl von in Umfangsrichtung um die Turbinenwelle 108 herum angeordneten Brennern 110 in einen gemeinsamen Brennkammerraum münden. Dazu ist die Brennkammer 104 in ihrer Gesamtheit als ringförmige Struktur ausgestaltet, die um die Turbinenwelle 108 herum positioniert ist.The combustion chamber 104 is configured in the exemplary embodiment as a so-called annular combustion chamber, in which a plurality of burners 110 arranged around the turbine shaft 108 in the circumferential direction open into a common combustion chamber space. For this purpose, the combustion chamber 104 is configured in its entirety as an annular structure, which is positioned around the turbine shaft 108 around.

Durch die die Verwendung eines Leitschaufelträgers 116 der oben angegebenen Ausgestaltung ist eine gewichtsreduzierte und damit einfachere Konstruktion möglich. Weiterhin sind durch die verbesserte Kühlung und die hohe Steifigkeit des Metallschaums 26 vergleichsweise weniger thermische Verformungen zu erwarten, so dass eine erhöhte Lebensdauer der Gasturbine zu erwarten ist. Weiterhin können dadurch die erforderlichen Spaltmaße reduziert werden und somit ein besserer Wirkungsgrad der Gasturbine 101 erreicht werden.By the use of a vane support 116 of the above-mentioned embodiment, a weight-reduced and thus simpler construction is possible. Furthermore, by the improved cooling and the high rigidity of the metal foam 26 comparatively less thermal deformations to be expected, so that an increased service life of the gas turbine is to be expected. Furthermore, thereby the required gap dimensions can be reduced and thus a better efficiency of the gas turbine 101 can be achieved.

Claims (7)

Leitschaufelträger (1),
insbesondere für eine Gasturbine (1),
der aus einer Anzahl von Axialsegmenten (24) besteht,
wobei mindestens ein Axialsegment (24) einen Metallschaum (26) umfasst.Guide vane carrier (1),
in particular for a gas turbine (1),
which consists of a number of axial segments (24),
wherein at least one axial segment (24) comprises a metal foam (26). Leitschaufelträger (1) nach Anspruch 1,
bei dem das jeweilige Axialsegment (24) Versteifungsbalken und/oder -rohre (28) umfasst.Guide vane carrier (1) according to claim 1,
in which the respective axial segment (24) comprises stiffening beams and / or tubes (28). Leitschaufelträger (1) nach Anspruch 1 oder 2,
bei dem der jeweilige Metallschaum (26) offenporig ist.Guide vane carrier (1) according to claim 1 or 2,
in which the respective metal foam (26) is open-pore. Leitschaufelträger (1) nach einem der Ansprüche 1 bis 3, bei dem der jeweilige Metallschaum (26) für die Durchströmung mit einem Kühlmedium ausgelegt ist.Guide vane carrier (1) according to one of claims 1 to 3, wherein the respective metal foam (26) is designed for the flow with a cooling medium. Leitschaufelträger (1) nach einem der Ansprüche 1 bis 4, bei dem die Dicke und Porosität des jeweiligen Metallschaums (26) an die im Betrieb vorgesehenen lokalen thermischen und mechanischen Belastungen angepasst ist.Guide vane carrier (1) according to one of claims 1 to 4, wherein the thickness and porosity of the respective metal foam (26) is adapted to the intended during operation local thermal and mechanical loads. Gasturbine (101) mit einem Leitschaufelträger (1) nach einem der Ansprüche 1 bis 5.Gas turbine (101) with a vane carrier (1) according to one of claims 1 to 5. Gas- und Dampfturbinenanlage mit einer Gasturbine (1) nach Anspruch 6.Gas and steam turbine plant with a gas turbine (1) according to claim 6.
EP08019363A 2008-11-05 2008-11-05 Guide vane support, gas turbine and gas or steam turbine engine with such a guide vane support Withdrawn EP2184449A1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP08019363A EP2184449A1 (en) 2008-11-05 2008-11-05 Guide vane support, gas turbine and gas or steam turbine engine with such a guide vane support

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP08019363A EP2184449A1 (en) 2008-11-05 2008-11-05 Guide vane support, gas turbine and gas or steam turbine engine with such a guide vane support

Publications (1)

Publication Number Publication Date
EP2184449A1 true EP2184449A1 (en) 2010-05-12

Family

ID=40527417

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP08019363A Withdrawn EP2184449A1 (en) 2008-11-05 2008-11-05 Guide vane support, gas turbine and gas or steam turbine engine with such a guide vane support

Country Status (1)

Country Link
EP (1) EP2184449A1 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102011014292A1 (en) * 2011-03-17 2012-09-20 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Intermediate level sealing ring for gas turbine engine, is made of metal foam, and has element, which is made of wear-resistant material that is arranged in metal foam, where inner platform is provided for supporting guide vanes

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1344895A2 (en) * 2002-03-15 2003-09-17 ROLLS-ROYCE plc Turbomachine casing made from cellular material
US20040141837A1 (en) * 2003-01-16 2004-07-22 Mcmillan Alison J. Gas turbine engine blade containment assembly
US20050111966A1 (en) * 2003-11-26 2005-05-26 Metheny Alfred P. Construction of static structures for gas turbine engines
WO2005061855A1 (en) * 2003-12-20 2005-07-07 Mtu Aero Engines Gmbh Gas turbine component
EP1645347A1 (en) * 2000-05-17 2006-04-12 Alstom Technology Ltd Method for producing a casting of high thermal load
EP1726788A2 (en) * 2005-05-24 2006-11-29 Rolls-Royce plc A rotor blade containment assembly for a gas turbine engine
EP1878876A2 (en) * 2006-07-11 2008-01-16 Rolls-Royce plc Gas turbine abradable seal

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1645347A1 (en) * 2000-05-17 2006-04-12 Alstom Technology Ltd Method for producing a casting of high thermal load
EP1344895A2 (en) * 2002-03-15 2003-09-17 ROLLS-ROYCE plc Turbomachine casing made from cellular material
US20040141837A1 (en) * 2003-01-16 2004-07-22 Mcmillan Alison J. Gas turbine engine blade containment assembly
US20050111966A1 (en) * 2003-11-26 2005-05-26 Metheny Alfred P. Construction of static structures for gas turbine engines
WO2005061855A1 (en) * 2003-12-20 2005-07-07 Mtu Aero Engines Gmbh Gas turbine component
EP1726788A2 (en) * 2005-05-24 2006-11-29 Rolls-Royce plc A rotor blade containment assembly for a gas turbine engine
EP1878876A2 (en) * 2006-07-11 2008-01-16 Rolls-Royce plc Gas turbine abradable seal

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102011014292A1 (en) * 2011-03-17 2012-09-20 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Intermediate level sealing ring for gas turbine engine, is made of metal foam, and has element, which is made of wear-resistant material that is arranged in metal foam, where inner platform is provided for supporting guide vanes

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP2342427B1 (en) Axial segmented vane support for a gas turbine
EP1834066B1 (en) Turbine blade for a gas turbine, use of a turbine blade and method for cooling a turbine blade
EP1443275A1 (en) Combustion chamber
EP2342425B1 (en) Gas turbine with securing plate between blade base and disk
EP2411631B1 (en) Sealplate and rotor blade system
EP2211023A1 (en) Guide vane system for a turbomachine with segmented guide vane carrier
EP2347101B1 (en) Gas turbine and corresponding gas or steam turbine plant
EP2206885A1 (en) Gas turbine
EP2347100B1 (en) Gas turbine having cooling insert
EP1731715A1 (en) Transition between a combustion chamber and a turbine
WO2009109430A1 (en) Sealing arrangement and gas turbine
EP2196628A1 (en) Lead rotor holder
EP1398569A1 (en) Gas turbine
EP2218882A1 (en) Stator vane carrier system
EP2184449A1 (en) Guide vane support, gas turbine and gas or steam turbine engine with such a guide vane support
EP1429077B1 (en) Gas turbine
EP1588102B1 (en) Heat shield element, combustion chamber and gas turbine
WO2004109187A1 (en) Heat shield element
EP2194236A1 (en) Turbine casing
EP1895094B1 (en) Swirl cooled rotor welding seam
WO2010023150A1 (en) Guide vane support for a gas turbine
EP2218880A1 (en) Active clearance control for gas turbines
EP1256695A1 (en) Element for a gas turbine guiding ring and gas turbine comprising such element
WO2010023036A1 (en) Guide vane carrier for a gas turbine
EP1420208A1 (en) Combustion chamber

Legal Events

Date Code Title Description
PUAI Public reference made under article 153(3) epc to a published international application that has entered the european phase

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009012

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: A1

Designated state(s): AT BE BG CH CY CZ DE DK EE ES FI FR GB GR HR HU IE IS IT LI LT LU LV MC MT NL NO PL PT RO SE SI SK TR

AX Request for extension of the european patent

Extension state: AL BA MK RS

AKY No designation fees paid
STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: THE APPLICATION IS DEEMED TO BE WITHDRAWN

18D Application deemed to be withdrawn

Effective date: 20101113

REG Reference to a national code

Ref country code: DE

Ref legal event code: R108

Effective date: 20110412