CH623632A5

CH623632A5 -

Info

Publication number: CH623632A5
Application number: CH662277A
Authority: CH
Inventors: Bernard Dr Becker
Original assignee: Kraftwerk Union Ag
Priority date: 1976-07-23
Filing date: 1977-05-31
Publication date: 1981-06-15
Also published as: GB1541532A; SE420636B; IT1085833B; IN149109B; US4127988A; DE2633291A1; DE2633291B2; DE2633291C3; SE7707891L

Description

Die Erfindung bezieht sich auf eine Gasturbinenanlage mit Kühlung der Turbinenteile durch zwei getrennte Kühlluftströme, von denen der eine aus einer Verdichterzwischenstufe und der andere hinter dem Verdichter abgezweigt ist.

Eine derartige Anlage ist aus der DE-OS 2 261 343 bekannt. Bei dieser Anordnung werden durch den hinter dem Verdichter abgezweigten Kühlluftstrom der Hochtemperaturbereich der Turbine und durch den aus der Verdichterzwischenstufe abgezweigte Teilstrom Teile in der mittleren und hinteren Zone der Turbine gekühlt. Die beiden konzentrisch zueinander verlaufenden Kühlluftströme sind dabei durch eine mitrotierende Zwischenwandung voneinander getrennt, was jedoch einen erheblichen konstruktiven Aufwand erfordert.

Ein weiteres wesentliches Problem bei einer derartigen Kühlluftführung stellt der hohe Druckverlust dar, der durch das im Läuferinnern entstehende Fliehkraftfeld auftritt. Zur Verringerung dieser Verluste werden im allgemeinen zwei Wege angewandt: Die Luft kann in radial gerichteten Kanälen nach innen geführt werden, wobei neben Reibungsverlusten die Druckunterschiede in sogenannten Festkörperwirbel zu überwinden sind. Zur Führung der Luft ist dabei jedoch eine relativ aufwendige Konstruktion notwendig. Die zweite Lösung besteht darin, die Luft in einem freien Rotationshohlraum nach innen zu führen, wobei sich ein Potentialwirbel ausbildet, dessen Stärke durch eine günstige Formgebung der Eintrittsbohrung in den Läufer verringert werden kann.

Der Erfindung liegt daher die Aufgabe zugrunde, eine Gasturbinenanlage zu schaffen, bei der mit geringem konstruktiven Aufwandung eine Kühlung hochbeanspruchter Teile durch zwei getrennte Kühlluftströme möglich ist, und bei der die Verluste des Kühlsystems gering gehalten werden.

Zur Lösung dieser Aufgabe ist bei einer Gasturbinenanlage der eingangs genannten Art erfindungsgemäss vorgesehen, dass Mittel vorhanden sind, um den einen Kühlluftstrom aus der Verdichterzwischenstufe mit geringer Absolutgeschwindigkeit in einen achsnahen Bereich im Innern des Rotors und den anderen Kühlluftstrom hinter dem Verdichter mit hoher Umfangsgeschwindigkeit in einen radial 5 aussenliegenden Bereich im Innern des Rotors zu führen, und dass die beiden zueinander konzentrischen Strömungswege der beiden Kühlluftströme zu den Gasturbinenscheiben sich über einen zwischenwandlosen Raum des Rotors erstrecken.

10 Zur Führung des einen Kühlluftstromes in den Rotorin-nenraum ist ein an eine Kompressorscheibe angesetzter Leitapparat zweckmässigerweise in Form einer Ringscheibe mit zylindrischen, am Innenumfang nahezu tangential ausmündenden Kühlluftbohrung vorgesehen. Der Leitapparat kann 15 dabei auch durch den äusseren Teil einer Kompressorscheibe gebildet werden.

Der andere Kühlluftstrom wird zweckmässigerweise über angenähert verlaufende Bohrungen in den Rotor geführt.

Anhand einer schematischen Zeichnung sind Aufbau 20 und Wirkungsweise eines Ausführungsbeispiels nach der Erfindung näher erläutert. Dabei zeigen:

Fig. 1 einen Teillängsschnitt durch eine Gasturbine im Bereich der letzten Kompressorscheiben und der Turbinenscheibe mit dem Kühlluftverlauf;

25 Fig. 2 ein Diagramm über Geschwindigkeits- und Druckverlauf an der Stelle II—II nach Fig. 1;

Fig. 3 einen Querschnitt durch den Leitapparat im Bereich einer Kompressorscheibe;

Fig. 4 das zugehörige Diagramm für Geschwindigkeits-30 und Druckverlauf;

Fig. 5 ein entsprechendes Diagramm füreinenFestkörper-wirbel und

Fig. 6 für einen Potentialwirbel.

Wie aus Fig. 1 zu ersehen ist, weist der Rotor 1 der Gas-3S turbine den Kompressorteil 2 sowie den Gasturbinenteil 3 auf, wobei zur Vereinfachung der Darstellung lediglich die beiden letzten Kompressorscheiben 4 und 5 sowie die erste Gasturbinenscheibe 6 gezeigt sind. Zur Kühlung der Gasturbinenscheiben sollen zwei getrennte Kühlluftströme 7 und 40 8 vorgesehen sein, auf die im einzelnen im folgenden näher eingegangen wird.

Zur Kühlung der hinteren Turbinenstufen sollen Entnahmemengen aus dem mittleren Verdichterbereich verwendet werden, die eine geringere Temperatur und einen 45 geringeren Druck aufweisen. Diese Kühlluftmengen werden vor der Kompressorscheibe 4 über einen Leitapparat 9 entnommen, der in Fig. 3 im einzelnen dargestellt ist.

Wie bereits ausgeführt, ist der Druckverlust im wesentlichen durch das im Rotorinnern entstehende Fliehkraftfeld 50 bedingt. Den Druckgradienten im Fliehkraftfeld kann man dabei im Fall des einfachen radialen Gleichgewichtes durch folgende Formel beschreiben:

Dabei bedeuten:

p = statischer Druck q = Dichte r = Radius cu = Umfangskomponente der Absolutströmungsgeschwindigkeit

Daraus ergibt sich, dass besonders hohe Druckverluste bei grosser absoluter Umfangsgeschwindigkeit hoher Dichte, 6S kleinem Radius und grosser Radienänderung auftreten. Nach der vorliegenden Erfindung soll nunmehr die Führung der Luft so gestaltet werden, dass in einem möglichst grossen Radienbereich cu« u ist und somit der Druckverlust mini

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miert wird. Dazu wird die Kühlluft in einem im äusseren Radienbereich angeordneten Leitapparat 9 so von aussen nach innen in den Innenraum 10 geführt, dass sie aus dem Leitapparat 9 nahezu tangential ausströmt. Dazu sind in dem Leitapparat 9 am einfachsten zylindrische Bohrungen 11 5 vorgesehen, die eine solche Neigung aufweisen, dass sie am Innenumfang nahezu tangential auslaufen. Damit hat die Kühlluft eine Relativgeschwindigkeit wu zum rotierenden System, die in etwa die gleiche Grösse, jedoch die umgekehrte Richtung wie die Umfangsgeschwindigkeit u der Wände io hat, wie dies deutlich aus dem Diagramm nach Fig. 4 zu ersehen ist. Dadurch wird die für die Stärke des Fliehkraftfeldes bestimmende Umfangskomponente der Absolutgeschwindigkeit sehr Mein. Sie ändert ihren Betrag in dem von Einbauten freien Ringraum 10 aufgrund des Drallsatzes 15 dann auch nur unwesentlich. Dem Einfluss der Reibung, die einen Mitdrall erzeugt, kann durch einen geringen Gegendrall am Ringraumeintritt entgegengewirkt werden. Wegen der quadratischen Abhängigkeit der Druckänderung von der Geschwindigkeit ist auch bei dieser nicht idealen rei- 20 bungsbehafteten Strömung der Druckverlust /\p nahezu Null, wie ebenfalls aus dem Diagramm nach Fig. 4 zu ersehen ist. Der Druckverlust ist auf jeden Fall kleiner als bei bekannten Lösungen, bei der die Kühlluft in radial gerichteten Kanälen nach innen geführt wird und sich die Strömungsver- 25 hältnisse in einem Festkörperwirbel entsprechend dem Diagramm nach Fig. 5 ergeben und er ist auch kleiner als bei einer freien Führung der Kühlluft über einen Potentialwirbel entsprechend dem Diagramm nach Fig. 6.

Die Einströmung in den Leitapparat 9 ist zweckmässiger- 30 weise so zu gestalten, dass die Umfangskomponente dem im Verdichter 2 vorhandenen Drall in etwa entspricht. Dadurch wird der Stossverlust verringert. Auch die am Leitapparateintritt an den Kanälen 11 notwendige Radialkomponente führt wegen der Umlenkung in tangentiale Richtung zu kei- 3S nem wesentlichen Verlust. Zur Kühlung des Hochtemperaturbereichs der Turbine ist darüber hinaus ein weiterer Kühl-luftstrom 8 mit hohem Druck vom Verdichteraustritt her zu wählen, wie im folgenden beschrieben, wird. Dabei sollen jedoch beide Kühlluftströme ohne Anwendung zusätzlicher 40 Teile wie Trennwände oder ähnl. getrennt geführt werden,

ohne dass eine wesentliche Vermischung stattfindet.

Wie aus Fig. 1 zu ersehen ist, soll dazu in dem Raum 12, in dem beide Kühlluftströme 7 und 8 auf unterschiedlichem Druckniveau durch den gleichen Raum führen, ein möglichst 45

starkes Fliehkraftfeld aufgebaut werden. Dies geschieht dadurch, dass die aussen strömende, hochverdichtete Luft 8 hinter der letzten Kompressorscheibe 5 über radiale oder nur schwach geneigte Bohrungen 13 in den Rotor eingeführt und ihr somit eine hohe Umfangsgeschwindigkeit (cu ~ a) • ra) mitgeteilt wird. Wegen des grossen Radius im Bereich des Aussenumfangs des Rotors ist der Drall pro Masseneinheit cu • r sehr stark. Da sich der Radius jedoch entlang des vorgesehenen Strömungsweges 8 nur wenig ändert, ist der Druckverlust dabei gering. Auf dem inneren Strömungsweg 7 strömt dagegen die Kühlluft mit kleiner Umfangsgeschwindigkeit (cu ~ u;) aus, wobei Radius und Umfangskomponente einen sehr schwachen Drall ergeben. Der äussere, hochverdichtete Kühlluftstrom 8 wird dann über entsprechende Kanäle 14 den hochbeanspruchten Bereichen im Schaufelfuss 15 der ersten Gasturbinenscheibe 6 zugeführt.

Wegen des erheblichen Druckunterschiedes zwischen der äusseren Strömung 8 und der inneren Strömung 7 wird stets eine gewisse Luftmenge von aussen nach innen strömen, wie durch die Pfeile 16 angedeutet. Ihre Absolutgeschwindigkeit steigt nach dem Drallsatz umgekehrt proportional dem Radius an; dadurch baut sich ein starkes Fliehkraftfeld auf, in dem bei den im Gasturbinenbau üblichen Umfangsgeschwindigkeiten und Radienverhältnissen die zur Trennung der Hauptluftströme 7 und 8 benötigten Druckunterschie-de erzeugt werden. Die entsprechenden Druck- und Strömungsverhältnisse sind dabei aus dem Diagramm nach Fig. 2 zu ersehen, die praktisch eine Uberlagerung der entsprechenden Druck- und Geschwindigkeitsverhältnisse aus den Diagrammen 6 für den Potentialwirbel und dem unteren Bereich des Diagramms nach Fig. 4 für den durch den Leitapparat zugeführten ersten Kühlluftstrom 7 darstellen. Untersuchungen haben dabei gezeigt, dass zur Überwindung der Reibmomente sehr kleine Luftmengen ausreichen, so dass der Luftübergang vom äusseren in das innere System relativ gering bleibt, und somit der durch das Zweikreissystem zu erzielende Gewinn durch Verringerung der Verdichterantriebsleistung und Verbesserung des Kühlluftwirkungsgrades im wesentlichen erhalten bleibt. Besondere konstruktive Massnahmen wie Rohre, Labyrinthe, Hohlwellen oder ähnl. zur Trennung der beiden Kühlluftsysteme voneinander und von der Heissgasströmung sind bei der erfindungsgemässen Gestaltung des Rotors und seiner Kühllufteintritte nicht erforderlich.

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1 Blatt Zeichnungen

Claims

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1. Gasturbinenanlage mit Kühlung der Turbinenteile durch zwei getrennte Kühlluftströme, von denen der eine aus einer Verdichterzwischenstufe und der andere hinter dem Verdichter abgezweigt ist, dadurch gekennzeichnet,

dass Mittel vorhanden sind, um den einen Kühlluftstrom (7) aus der Verdichterzwischenstufe (4) mit geringer Absolutgeschwindigkeit in einen achsnahen Bereich (10) im Innern des Rotors (1) und den anderen Kühlluftstrom (8) hinter dem Verdichter (5) mit hoher Umfangsgeschwindigkeit in einen radial aussenliegenden Bereich im Innern des Rotors (1) zu führen, und dass die beiden zueinander konzentrischen Strömungswege der beiden Kühlluftströme (7, 8) zu den Gasturbinenscheiben (6) sich über einen zwischenwandlosen Raum (12) des Rotors (1) erstrecken.

2. Gasturbinenanlage nach Patentanspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass als Mittel zur Führung des einen Kühlluftstromes (7) in den achsnahen Bereich (10) im Innern des Rotors (1) ein an eine Kompressorscheibe (4) angesetzter Leitapparat (9) in Form einer Ringscheibe mit zylindrischen, am Innenumfang tangential ausmündenden Kühlluftbohrungen (11) vorgesehen ist.

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PATENTANSPRÜCHE

3. Gasturbinenanlage nach Patentanspruch 2, dadurch gekennzeichnet, dass der Leitapparat (9) durch den äusseren Teil der Kompressorscheibe (4) gebildet ist.

4. Gasturbinenanlage nach Patentanspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass der andere Kühlluftstrom (8) über angenähert radial verlaufende Bohrungen (13) in den Rotor (1) geführt ist.