CH621387A5

CH621387A5 - Gas turbine installation with cooling of the turbine parts

Info

Publication number: CH621387A5
Application number: CH662377A
Authority: CH
Inventors: Bernard Dr Becker
Original assignee: Kraftwerk Union Ag
Priority date: 1976-07-23
Filing date: 1977-05-31
Publication date: 1981-01-30
Also published as: IT1085836B; SE7707890L; SE420635B; GB1541533A; DE2633222A1

Description

Der Erfindung liegt daher die Aufgabe zugrunde, eine Gasturbinenanlage zu schaffen, bei der mit geringem konstruktiven Aufwand und minimalem Druckverlust bereits in einer niedrigen Verdichterzwischenstufe Kühlluft entnommen und im achsnahen Bereich des Läufers zu den zu kühlenden Turbinenschaufeln geführt werden kann. Beide Lösungen ergeben jedoch einen sehr hohen Druckverlust. Die Erfindung geht dabei aus von einer Gasturbinenanlage mit Kühlung der Turbinenteile durch Kühlluft, die aus einer Verdichterzwischenstufe entnommen und innerhalb des Rotors zu der Turbine geführt ist, wie das beispielsweise in der bereits genannten DE-s OS 2 121 069 beschrieben ist. The invention is therefore based on the object of providing a gas turbine system in which cooling air can be extracted in a low compressor intermediate stage with little design effort and minimal pressure loss and can be guided to the turbine blades to be cooled in the region of the rotor near the axis. However, both solutions result in a very high pressure loss. The invention is based on a gas turbine system with cooling of the turbine parts by cooling air, which is removed from an intermediate compressor stage and is guided to the turbine within the rotor, as described, for example, in the aforementioned DE-OS 2 121 069.

Zur Lösung der gestellten Aufgabe ist erfindungsgemäss vorgesehen, dass die Verdichterzwischenstufe eine Leitvorrichtung aufweist, welche dazu dient, die Kühlluft derart aus der Verdichterstufe zu entnehmen, dass sie beim Austritt aus der io Leitvorrichtung angenähert tangential strömt und eine Relativgeschwindigkeit zum rotierenden System aufweist, die in etwa gleiche Grösse, jedoch umgekehrte Richtung wie die Umfangsgeschwindigkeit der begrenzenden Wände hat. Dadurch kann die Kühlluft mit geringer Absolutgeschwindigkeit in den Rotor 15 eingeführt werden, so dass auch die Druckverluste gering sind. To achieve the object, it is provided according to the invention that the compressor intermediate stage has a guide device which serves to extract the cooling air from the compressor stage in such a way that it flows approximately tangentially when it leaves the io guide device and has a relative speed to the rotating system which in about the same size but in the opposite direction to the peripheral speed of the bounding walls. As a result, the cooling air can be introduced into the rotor 15 at a low absolute speed, so that the pressure losses are also low.

Die Leitvorrichtung kann dabei aus einem beiderseits abgedeckten und zwischen zwei Verdichterscheiben eingesetzten Schaufelkranz bestehen, welcher dazu bestimmt ist, den Kühl-luftstrom in den Innenraum des Rotors zu leiten, wobei die 20 Austrittskanten der Schaufeln in bezug auf die innere Umfangsfläche des Schaufelkranzes angenähert tangential verlaufen. The guide device can consist of a blade ring covered on both sides and inserted between two compressor disks, which is intended to direct the cooling air flow into the interior of the rotor, the 20 trailing edges of the blades being approximately tangential with respect to the inner circumferential surface of the blade ring .

Eine besonders einfache Ausführungsform ergibt sich, wenn die Leitvorrichtung aus einer an eine Verdichterscheibe in 25 deren äusserem Radienbereich angesetzten Ringscheibe mit zylindrischen, am Innenumfang angenähert tangential ausmündenden Kühlluftbohrungen besteht. A particularly simple embodiment results if the guide device consists of an annular disk attached to a compressor disk in its outer radius area with cylindrical cooling air bores opening approximately tangentially on the inner circumference.

Anhand einer schematischen Zeichnung sind Aufbau und Wirkungsweise von Ausführungsbeispielen nach der Erfindung 30 näher erläutert. Dabei zeigen: The structure and mode of operation of exemplary embodiments according to the invention 30 are explained in more detail with reference to a schematic drawing. Show:

Fig. 1 einen Teillängsschnitt durch eine Gasturbine im Bereich der letzten Kompressorscheiben und der ersten Turbinenscheibe mit dem Kühlluftverlauf; 1 shows a partial longitudinal section through a gas turbine in the area of the last compressor disks and the first turbine disk with the course of the cooling air;

35 Fig. 2 die prinzipielle Darstellung einer Leitvorrichtung; 35 Fig. 2 shows the basic illustration of a guide device;

Fig. 3 das zugehörige Diagramm für Geschwindigkeits- und Druckverlauf sowie Fig. 3 shows the associated diagram for speed and pressure curve as well

Fig. 4 einen Querschnitt durch eine spezielle Ausführung einer Leitvorrichtung. Fig. 4 shows a cross section through a special embodiment of a guide device.

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Wie aus Fig. 1 zu ersehen ist, weist der Rotor 1 der Gasturbine den Kompressorteil 2 sowie den Turbinenteil 3 auf, wobei zur Vereinfachung der Darstellung lediglich die beiden letzten Kompressorscheiben 4 und 5 sowie die erste Gasturbinen-45 scheibe 6 gezeigt sind. As can be seen from FIG. 1, the rotor 1 of the gas turbine has the compressor part 2 and the turbine part 3, only the last two compressor disks 4 and 5 and the first gas turbine disk 6 being shown for simplification of the illustration.

Zur Kühlung der Gasturbine ist dabei ein Kühlluftstrom 7 vorgesehen, der im einzelnen noch näher erläutert wird. To cool the gas turbine, a cooling air flow 7 is provided, which will be explained in more detail below.

Zur Kühlung der Turbinenstufen sollen Entnahmemengen aus dem mittleren Verdichterbereich verwendet werden, die so eine geringe Temperatur und einen geringen Druck aufweisen. Diese Kühlluftmengen werden vor der Kompressorscheibe 4 oder auf einer weiter vorn liegenden Scheibe über einen Leitapparat 8 entnommen, der im einzelnen in den Fig. 2 bzw. 4 dargestellt ist. To cool the turbine stages, withdrawal quantities from the middle compressor area should be used, which have a low temperature and a low pressure. These amounts of cooling air are taken in front of the compressor disc 4 or on a disc lying further forward via a guide device 8, which is shown in detail in FIGS. 2 and 4.

ss Wie bereits ausgeführt, ist der Druckverlust im wesentlichen durch das im Rotorinnern entstehende Fliehkraftfeld bedingt. Den Druckgradienten im Fliehkraftfeld kann man dabei im Fall des einfachen radialen Gleichgewichts durch folgende Formel beschreiben: ss As already stated, the pressure loss is essentially due to the centrifugal force field that arises inside the rotor. In the case of simple radial equilibrium, the pressure gradient in the centrifugal force field can be described by the following formula:

«o dp Cu2 «O dp Cu2

— = 0 - = 0

dr r dr r

Dabei bedeuten: p = Mean: p =

Q = Q =

65 r = 65 r =

Cu = Cu =

u = u =

statischer Druck Dichte der Luft Radius static pressure density of air radius

Umfangskomponente der Absolutströmungsgeschwindigkeit Umfangsgeschwindigkeit der Wände Circumferential component of the absolute flow velocity Circumferential velocity of the walls

3 3rd

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Daraus ergibt sich, dass besonders hohe Druckverluste bei grosser absoluter Umfangsgeschwindigkeit, hoher Dichte, This means that particularly high pressure losses with high absolute peripheral speed, high density,

kleinem Radius und grossen Radienänderungen auftreten. small radius and large radius changes occur.

Nach der vorliegenden Erfindung soll nunmehr die Führung der Luft so gestaltet werden, dass in einem möglichst grossen s inneren Radienbereich cu und somit der Druckverlust minimiert wird. Dazu wird - wie das im Prinzip in Fig. 2 gezeigt ist - die Kühlluft über eine Leitvorrichtung 8 von aussen in den Innenraum 9 des Rotors geführt. Diese Leitvorrichtung kann dabei aus von aussen nach innen durchströmten und sich in xo axialer Richtung erstreckenden kurzen Schaufeln 10 bestehen, die so angeordnet sind, dass die Austrittskanten der Schaufeln 10 angenähert tangential auslaufen. Bei einer dem Volumenstrom entsprechenden Bemessung der Querschnitte weist die Kühlluft eine Relativgeschwindigkeit wu zum rotierenden is According to the present invention, the guidance of the air should now be designed in such a way that the inner radius area cu is as large as possible and the pressure loss is thus minimized. For this purpose, as is shown in principle in FIG. 2, the cooling air is guided from the outside into the interior 9 of the rotor via a guide device 8. This guide device can consist of short blades 10 which are flowed through from the outside inwards and extend in the xo-axial direction and which are arranged such that the trailing edges of the blades 10 run out approximately tangentially. With a dimensioning of the cross sections corresponding to the volume flow, the cooling air has a relative speed wu to the rotating is

System auf, die in etwa die gleiche Grösse, jedoch die umgekehrte Richtung wie die Umfangsgeschwindigkeit u der Begrenzungswände hat, wie dies deutlich aus dem Diagramm nach Fig. 3 zu ersehen ist. Dadurch wird die für die Stärke des Fliehkraftfeldes bestimmende Umfangskomponente cu der 20 Absolutgeschwindigkeit sehr klein. Sie ändert ihren Betrag in den von Einbauten freien Ringraum 9 aufgrund des Drallsatzes dann auch nur unwesentlich. Dem Einfluss der Reibung, die einen Mitdrall erzeugt, kann durch einen geringen Gegendrall am Ringraumeintritt entgegengewirkt werden. Wegen der 25 quadratischen Abhängigkeit der Druckänderung von der Geschwindigkeit ist auch bei dieser nicht idealen reibungsbehafteten Strömung der Druckverlust Ap nahezu Null, wie ebenfalls aus dem Diagramm nach Fig. 3 zu ersehen ist. Der Druckverlust ist auf jeden Fall kleiner als bei den bekannten 30 Lösungen, bei denen die Kühlluft in radial gerichteten Kanälen nach innen geführt wird und sich die Strömungsverhältnisse wie in einem Festkörperwirbel ergeben, und er ist auch kleiner als bei einer freien Führung der Kühlluft über einen Potentialwirbel. 35 System which is approximately the same size, but in the opposite direction to the peripheral speed u of the boundary walls, as can be seen clearly from the diagram in FIG. 3. As a result, the circumferential component cu of the absolute speed, which determines the strength of the centrifugal force field, becomes very small. It then changes its amount in the annular space 9, which is free of internals, only slightly due to the swirl set. The influence of the friction that creates a swirl can be counteracted by a small counter-swirl at the entrance to the annulus. Because of the quadratic dependence of the pressure change on the speed, the pressure loss Ap is almost zero even with this non-ideal frictional flow, as can also be seen from the diagram in FIG. 3. The pressure loss is in any case smaller than in the known 30 solutions, in which the cooling air is guided inwards in radially directed channels and the flow conditions result as in a solid vortex, and it is also smaller than if the cooling air were guided freely Potential vortex. 35

Eine weitere Möglichkeit der Ausgestaltung einer erfin-dungsgemässen Leitvorrichtung ist in Fig. 4 gezeigt. Danach besteht die Leitvorrichtung aus einer beispielsweise an die Kompressorscheibe 4 in derem äusseren Radienbereich angesetzten Ringscheibe 11 mit mehreren zylindrischen, am Innenumfang angenähert tangential ausmündenden Kühlluftbohrungen 12. Eine derartige Leitvorrichtung ist einfach herzustellen und weist angenähert den gleichen Wirkungsgrad auf wie die Leitvorrichtung nach Fig. 2 aus einzelnen Schaufeln. Die Einströmung in die Leitvorrichtung 11 ist zweckmässigerweise so zu gestalten, dass die Umfangskomponente dem im Verdichter 2 vorhandenen Drall in etwa entspricht. Dadurch wird der Stossverlust verringert. Auch die am Eintritt an den Kanälen 12 notwendige Radialkomponente führt wegen der Umlen-kung in tangentialer Richtung zu keinem wesentlichen Verlust. A further possibility of designing a guide device according to the invention is shown in FIG. 4. According to this, the guide device consists of an annular disk 11, for example attached to the compressor disk 4 in its outer radius area, with a plurality of cylindrical cooling air bores 12 opening approximately tangentially on the inner circumference. Such a guide device is simple to manufacture and has approximately the same efficiency as the guide device according to FIG. 2 from individual blades. The inflow into the guide device 11 is expediently to be designed in such a way that the peripheral component corresponds approximately to the swirl present in the compressor 2. This reduces the shock loss. The radial component necessary at the entry to the channels 12 also does not lead to any significant loss because of the deflection in the tangential direction.

Die druckverlustarme Führung der Kühlluft kann somit bei einem einfachen Kühlsystem dazu benutzt werden, den Kühllufteintritt um eine oder mehrere Stufen in den Verdichter 2 hineinzuverlegen. Dadurch verringert sich die Leistungsaufnahme des Verdichters und die Temperatur der Kühlluft, The low-pressure loss guidance of the cooling air can thus be used in a simple cooling system to move the cooling air inlet one or more steps into the compressor 2. This reduces the power consumption of the compressor and the temperature of the cooling air,

wobei durch diese Temperaturverringerung der Kühlluftwirkungsgrad erhöht wird. Diese durch die Leitvorrichtung 8 entsprechend Fig. 1 einströmende relativ kühle Kühlluft strömt dann entsprechend den Pfeilen 7 zur Achse des Rotors 1 und von hier im achsnahen Bereich zu den zu kühlenden Bereichen an der ersten Gasturbinenscheibe 6, und zwar sowohl zu den die Schaufelfüsse 15 versorgenden Kühlkanälen 14 als auch in den Bereich hinter dieser ersten Turbinenscheibe 6. whereby the cooling air efficiency is increased by this temperature reduction. This relatively cool cooling air flowing in through the guide device 8 according to FIG. 1 then flows in accordance with the arrows 7 to the axis of the rotor 1 and from here in the area close to the axis to the areas to be cooled on the first gas turbine disk 6, both to the blade feet 15 that supply them Cooling channels 14 as well as in the area behind this first turbine disk 6.

Durch die beschriebene Einführung der Kühlluft in das Innere des Rotors unter sehr geringen Druckverlusten und der sich von selbst einstellenden Kühlluftströmung im achsnahen Bereich sind zusätzliche konstruktive Massnahmen zur Führung dieser Kühlluft und zur Trennung von der Heissgasströ-mung nicht erforderlich. Due to the described introduction of the cooling air into the interior of the rotor with very low pressure losses and the self-adjusting cooling air flow in the area near the axis, additional structural measures for guiding this cooling air and for separating it from the hot gas flow are not necessary.

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1 Blatt Zeichnungen 1 sheet of drawings

Claims

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1. Gas turbine system with cooling of the turbine parts by cooling air, which is removed from an intermediate compressor stage and is guided to the turbine within the rotor, characterized in that the intermediate compressor stage (4) has a guide device (8) which serves to remove the cooling air from the Compressor stage can be seen that it flows approximately tangentially as it emerges from the guide device (8) and has a relative speed (Wu) to the rotating system which is approximately the same size but in the opposite direction to the peripheral speed (u) of the bounding walls.

2. Gas turbine system according to claim 1, characterized in that the guide device (8) consists of a blade ring covered on both sides and inserted between two compressor disks, which is intended to guide the cooling air flow into the interior (9) of the rotor (1), and that the trailing edges of the blades (10) are approximately tangential with respect to the inner peripheral surface of the blade ring.

2nd

PATENT CLAIMS

3. Gas turbine system according to claim 1, characterized in that the guide device consists of a ring disc (11) attached to a compressor disc (4) in its outer radius area and having cylindrical cooling air bores (12) which open out approximately tangentially on the inner circumference.

In order to reduce the stress on the rotor blades of the gas turbine which are exposed to very hot fuel gases, it is customary to cool these blades with colder gases. The cooling air is generally removed behind the last compressor stage and fed to the gas turbine blades within the rotor. Better cooling would be possible if the cooling air from an intermediate compressor stage, i. H. still further ahead in the compressor, could be removed. This reduces the power consumption of the compressor and increases the useful power of the gas turbine accordingly. The correspondingly lower temperature of the cooling air also improves the cooling air efficiency. The low admission pressure at the tapping point, however, forces the pressure loss on the flow path from the tapping point to the component to be cooled to be significantly reduced. This task is made more difficult by the fact that, contrary to the effect of the centrifugal force field in the rotor, the air has to be guided from the removal point located on a large diameter to the disk passage openings located closer to the rotor axis. So far, relatively complex and lossy arrangements have been required for this, as are described, for example, in DT-OS 2 121 069. Two ways are generally used to reduce these losses: The cooling air can be guided inwards in radially directed channels, in addition to friction losses, the pressure differences in the so-called solid vortex to be overcome. However, a relatively complex construction is required to guide the air. The second solution is to guide the air inwards in a free rotation cavity, whereby a potential vortex is formed, the strength of which can be reduced by a favorable shaping of the inlet bores in the rotor.