Verfahren zur Kühlung eines Gasturbinenrotors Die vorliegende Erfindung betrifft ein Verfahren zur Kühlung eines Gasturbinenrotors, dessen Lauf schaufeln in Umfangsnuten eingesetzt sind, denen das Kühlmedium zumindest von einer Stirnseite des Rotors her durch axiale Kanäle zugeleitet wird, wor auf es durch radiale Öffnungen nach aussen strömt. Die Erfindung bezieht sich auch auf einen Rotorauf- bau, der für das erfindungsgemässe Kühlverfahren besonders geeignet ist.
Der Wirkungsgrad einer Gasturbine hängt be kanntlich von der Grösse der Temperaturdifferenz des Arbeitsmediums in der Turbine und dem Kom pressor ab. Man ist deshalb aus wirtschaftlichen Grün den bestrebt, diese Differenz gross zu machen. Offen sichtlich ist hierzu eine möglichst hohe Arbeitstem peratur des Gases in der Turbine nötig. Die Festig keit der Materialien und die geforderte Lebensdauer der Maschine bzw. der einzelnen Teile bedingen aber eine obere Grenze der Gastemperatur. Da der Rotor der Turbine mechanisch sehr stark beansprucht und vom heissen Arbeitsmedium umgeben ist, wird die höchstzulässige Temperatur des Gases von der Festig keit und der Lebensdauer des Rotors bestimmt. Dieser muss daher intensiv gekühlt werden.
Es ist bereits vor geschlagen worden, den Rotorumfangsnuten durch Kanäle ein Kühlmittel zuzuführen, dieses hierauf radial nach aussen zu leiten und schliesslich durch axiale Rotorkanäle den benachbarten Laufschaufeln zuströmen zu lassen. Diese Anordnung bietet der Wärme jedoch noch erhebliche Leitwege von kleinem thermischem Widerstand, so dass die Rotorkörper- temperatur relativ hoch ist.
Die Mängel des Bekannten sind vermeidbar, wenn sich erfindungsgemäss die Kühlmittelströmung am Ende der radialen Öffnungen in mindestens zwei Teil strömungen aufteilt, die durch Kühlnuten des Schau felhalses geleitet werden, und wenn hierauf die eine Teilströmung durch einen zwischen der Schaufelplatte und dem Rotor bestehenden Spalt unmittelbar, die andere Teilströmung jedoch nach dem Austritt aus einem entsprechenden Spalt über die Laufschaufel platte dem darauffolgenden Leitapparat zufliesst. Der Vorteil der Erfindung besteht darin,
dass sowohl die Wärmeleitwege über die Laufschaufel als auch über die Rotoroberfläche im Bereich der Leitkränze er hebliche Wärmewiderstände aufweisen, so dass diehöch- ste Rotorkörpertemperatur beträchtlich sinkt.
Durch geeignete Ausbildung der Rotorenden, beispielsweise durch die Wahl von kleinen, praktisch nicht gekühlten Stirnflächen, an denen die Wärmeabführung gering ist, sowie dünnen, langen Wellenzapfen, lassen sich. die Temperaturverhältnisse so gestalten, d'ass der gesamte Rotorkörper eine nahezu konstante Temperatur be sitzt. Auf diese Weise werden erhebliche Wärmespan nungen verhindert. Der Rotor braucht dann nur noch im Hinblick auf die Fliehkräfte und die Material festigkeit bei der betreffenden Rotortemperatur dimen sioniert zu werden.
Anhand der Zeichnung, die einen Teil einer Gas turbine darstellt, soll das erfindungsgemässe Verfah ren und der erfindungsgemässe Rotoraufbau näher erläutert werden.
Mit 1 ist der Rotorkörper bezeichnet, der axiale Kanäle 2, 2' aufweist, die zu Umfangsnuten 3 führen, in denen die Laufschaufeln angeordnet sind. Die Hammerköpfe 4 dieser Schaufeln besitzen radiale Öffnungen 5, die mit Kühlnuten 6 des Schaufelhalses 7 in Verbindung stehen. Die Schaufelplatte ist mit der Zahl 8, das Schaufelblatt mit der Zahl 9 bezeichnet. Ferner sind der Zeichnung die Leitapparate 10 zu entnehmen, die Platten 11 und Labyrinthd'ichtungen 12 besitzen. Der Kühlmittelstrom a tritt von der Stirnseite des Rotors her in die axialen Kühlkanäle 2 ein und teilt sich hier in die Ströme b und c.
Die Strömung b teilt sich wiederum in zwei Teilströmun gen<I>d</I> und<I>d',</I> welche durch Kühlnuten des Schaufel halses geleitet werden. Die Teilströmung d gelangt durch den Spalt 13 und den Ringraum 14 über die Schaufelplatte 8 zum nächsten Leitapparat, dem die Teilströmung d' über den Spalt 13' unmittelbar zu fliesst. Die Vertiefungen 15 dienen als Zwischen reservoir für die Kühlluft. Die Spalte 13 und 13' sind für jede Stufe genau kalibriert und wirken als Dosier öffnungen, durch die vorbestimmte Kühlmittelmengen fliessen.
Man kann hierdurch erreichen, dass sich das Kühlmedium beim Überströmen der Platten 8 bzw. 11 nur teilweise mit den heissen Arbeitsgasen mischt und in unmittelbarer Nähe der genannten Plat ten eine Schutzschicht bildet. Es ist zu erkennen, dass durch die Laufschaufel nur ein geringer Wärmefluss zum Rotorkörper zustande kommen kann, da der Schaufelhals und die Schaufelplatte intensiv gekühlt sind. Weiterhin nimmt auch der Rotorteil, der im Bereich der Leitapparate liegt, nur eine geringe Wärmemenge auf, da der Kühlmittelstrom d' sowohl über die Platten 11 als auch durch die Labyrinthe 12 fliesst und damit eine wirkungsvolle thermische Ab schirmung ermöglicht.
Bei unmittelbar nebeneinanderliegenden Lauf schaufeln wird man zweckmässigerweise die Kühl kanäle 5 als in radialer Richtung verlaufende Ver tiefungen der Hammerkopfoberflächen ausbilden, so dass das Kühlmedium zwischen je zwei Laufschau feln radial nach aussen strömt. Falls jedoch zwischen den Laufschaufeln Distanzstücke vorgesehen sind, können die radialen Öffnungen jeweils zwischen einer Laufschaufel und einem Zwischenstück vorgesehen werden.
Method for cooling a gas turbine rotor The present invention relates to a method for cooling a gas turbine rotor, the running blades of which are inserted in circumferential grooves, to which the cooling medium is fed at least from one end face of the rotor through axial channels, whereupon it flows outward through radial openings. The invention also relates to a rotor structure which is particularly suitable for the cooling method according to the invention.
The efficiency of a gas turbine depends on the size of the temperature difference between the working medium in the turbine and the compressor. For economic reasons, one therefore strives to make this difference large. Obviously, this requires the highest possible working temperature of the gas in the turbine. However, the strength of the materials and the required service life of the machine or the individual parts require an upper limit for the gas temperature. Since the turbine rotor is subject to very high mechanical loads and is surrounded by the hot working medium, the maximum permissible temperature of the gas is determined by the strength and service life of the rotor. It must therefore be cooled intensively.
It has already been proposed to supply a coolant to the circumferential rotor grooves through channels, then to conduct this radially outward and finally to allow it to flow through axial rotor channels to the adjacent rotor blades. However, this arrangement still offers the heat considerable conduction paths with low thermal resistance, so that the rotor body temperature is relatively high.
The shortcomings of the acquaintance can be avoided if, according to the invention, the coolant flow is divided into at least two partial flows at the end of the radial openings, which are passed through cooling grooves of the blade neck, and if one of the partial flows then directly through a gap between the blade plate and the rotor , the other partial flow, however, after exiting a corresponding gap over the blade plate to the subsequent diffuser flows. The advantage of the invention is that
that both the heat conduction paths over the rotor blade and over the rotor surface in the area of the guide rings have considerable thermal resistances, so that the highest rotor body temperature drops considerably.
By suitably designing the rotor ends, for example by choosing small, practically non-cooled end faces on which the heat dissipation is low, as well as thin, long shaft journals. design the temperature conditions so that the entire rotor body has an almost constant temperature. In this way, considerable thermal stresses are prevented. The rotor then only needs to be dimensioned with regard to the centrifugal forces and the material strength at the relevant rotor temperature.
Based on the drawing, which represents part of a gas turbine, the process according to the invention and the rotor structure according to the invention will be explained in more detail.
1 with the rotor body is designated, which has axial channels 2, 2 'which lead to circumferential grooves 3 in which the rotor blades are arranged. The hammer heads 4 of these blades have radial openings 5 which are connected to cooling grooves 6 of the blade neck 7. The blade plate is labeled with the number 8, the blade with the number 9. The drawing also shows the diffusers 10, which have plates 11 and labyrinth seals 12. The coolant flow a enters the axial cooling channels 2 from the end face of the rotor and divides here into the flows b and c.
The flow b divides in turn into two partial flows <I> d </I> and <I> d ', </I> which are passed through cooling grooves in the blade neck. The partial flow d passes through the gap 13 and the annular space 14 via the blade plate 8 to the next diffuser, to which the partial flow d 'flows directly via the gap 13'. The recesses 15 serve as an intermediate reservoir for the cooling air. The gaps 13 and 13 'are precisely calibrated for each stage and act as metering openings through which predetermined amounts of coolant flow.
In this way it can be achieved that the cooling medium only partially mixes with the hot working gases when it flows over the plates 8 or 11 and forms a protective layer in the immediate vicinity of the said plates. It can be seen that only a small heat flow to the rotor body can occur through the rotor blade, since the blade neck and the blade plate are intensively cooled. Furthermore, the rotor part, which is located in the area of the diffusers, only absorbs a small amount of heat, since the coolant flow d 'flows both over the plates 11 and through the labyrinths 12 and thus enables effective thermal shielding.
In the case of directly adjacent running blades, the cooling channels 5 will expediently form depressions of the hammer head surfaces running in the radial direction, so that the cooling medium flows radially outward between two running blades. If, however, spacers are provided between the rotor blades, the radial openings can each be provided between a rotor blade and an intermediate piece.