Verfahren und Einrichtung zum Kühlen des Schaufelträgers einer Verbrennungsgasturbine Es ist bekannt, dass der eine Rotationsform be sitzende Schaufelträger einer Verbrennungsgasturbine wegen der ungleichmässigen Verteilung der Tempera turen bedeutend durch Wärme beansprucht wird, namentlich wegen des Temperaturunterschiedes auf seiner inneren und seiner äusseren Oberfläche. Beim Betrieb kommt es dann wegen der durch die Wärme bedingten Spannungen zu grossen Formänderungen des Schaufelträgers, was ein grösseres radiales Spiel beim Beschaufeln voraussetzt.
Bei bekannten Ausführungsformen werden nun die Schaufelträger so dimensioniert, dass die durch die Wärme bedingten Spannungen in annehmbaren Grenzen bleiben, wobei das Radialspiel zwischen den Läuferschaufeln und dem Träger mit Rücksicht auf die maximal zulässige Deformation des Trägers genügend gross gehalten wird. Ein Ausgleich der Temperaturunterschiede auf der inneren und der äusseren Oberfläche des Trägers kommt dabei nicht zustande, es sei denn, dass die äussere Trägerober fläche mit einer Isolation versehen wird, was jedoch beim Anlassen unvorteilhaft ist, oder aber in die erste Schaufelstufe der Turbine wird Kühlluft ein geblasen, was nicht völlig ausreicht.
Diese Nachteile werden durch das erfindungs gemässe Verfahren nunmehr dadurch beseitigt, dass durch einen Umfangsspalt im Körper des Schaufel trägers in den Schaufelraum ein Kühlmedium zuge führt wird, welches an der inneren Oberfläche des Trägers eine zusammenhängende Kühlschicht bildet, welche durch Zufuhr von frischem Kühlmedium durch weitere Umfangsnuten im Trägerkörper in Rich tung des Stromes des Arbeitsmediums erneuert wird.
Ferner betrifft die Erfindung eine Einrichtung zur Durchführung des Verfahrens zum Kühlen des Schaufelträgers, welche sich dadurch auszeichnet, dass eine ringförmige Kammer im Körper des Schau felträgers mit dem Raum zwischen dem Turbinen gehäuse und dem Schaufelträger durch Kanäle ver bunden ist, wobei die Kammer in den Schaufelkanal über einen Umfangsspalt mündet.
Auf diese Weise ist es nunmehr möglich, dass das Kühlmedium eine Isolier- und Kühlschicht auf der gesamten inneren Trägeroberfläche bildet. Die Ent fernung zwischen den ringförmigen Nuten wird man so bemessen, dass die Kühlschicht rechtzeitig er neuert werden kann. Die Zahl und Entfernung der ringförmigen Spalte kann jedoch verschieden sein und wird z. B. durch die Temperatur des Arbeitsmediums, durch die Temperatur des Kühlmediums, durch das Trägermaterial und durch andere Faktoren beein flusst. Die Menge des Kühlmediums an den ein zelnen Stellen kann durch kalibrierte Düsen genau eingestellt werden, die in den in die Kammern mün denden Kanälen vorgesehen sind.
Ein Ausführungsbeispiel des Erfindungsgegen standes ist in der beiliegenden Zeichnung dargestellt. Das Kühlmedium strömt aus dem Raum 1 über eine kalibrierte Düse 2 in die Kammer 3 und mün det über den ringförmigen Spalt 4 in den Schaufel raum 6 und bildet eine schützende Isolier- und Kühl schicht auf der inneren Oberfläche des Trägers 5.
Method and device for cooling the blade carrier of a combustion gas turbine It is known that the blade carrier of a combustion gas turbine, which has a rotational shape, is subjected to significant heat stress due to the uneven distribution of the temperatures, namely due to the temperature difference on its inner and outer surface. During operation, the stresses caused by the heat then lead to major changes in shape of the blade carrier, which requires greater radial play during the blading.
In known embodiments, the blade carriers are now dimensioned so that the stresses caused by the heat remain within acceptable limits, the radial play between the rotor blades and the carrier being kept sufficiently large with regard to the maximum permissible deformation of the carrier. A compensation of the temperature differences on the inner and the outer surface of the carrier does not come about, unless the outer carrier surface is provided with an insulation, which is disadvantageous when starting, or cooling air is in the first blade stage of the turbine a blown, which is not entirely sufficient.
These disadvantages are now eliminated by the method according to the invention in that a cooling medium is supplied through a circumferential gap in the body of the blade carrier into the blade space, which forms a coherent cooling layer on the inner surface of the carrier, which by supplying fresh cooling medium through further Circumferential grooves in the carrier body in the direction of the flow of the working medium is renewed.
The invention also relates to a device for performing the method for cooling the blade carrier, which is characterized in that an annular chamber in the body of the blade carrier with the space between the turbine housing and the blade carrier is connected by channels, the chamber in the Blade channel opens out over a circumferential gap.
In this way it is now possible for the cooling medium to form an insulating and cooling layer on the entire inner carrier surface. The distance between the ring-shaped grooves is dimensioned so that the cooling layer can be replaced in good time. However, the number and distance of the annular gaps can be different and is e.g. B. influenced by the temperature of the working medium, the temperature of the cooling medium, the carrier material and other factors. The amount of cooling medium at the individual points can be precisely adjusted by calibrated nozzles that are provided in the channels opening into the chambers.
An embodiment of the subject matter of the invention is shown in the accompanying drawing. The cooling medium flows from the space 1 through a calibrated nozzle 2 into the chamber 3 and opens through the annular gap 4 into the blade space 6 and forms a protective insulating and cooling layer on the inner surface of the carrier 5.