CH703827A1

CH703827A1 - Gas turbine arrangement with an annular seal assembly for an annular space between at least a stationary component and a rotor unit.

Info

Publication number: CH703827A1
Application number: CH01519/10A
Authority: CH
Inventors: Sascha Justl; Thomas Dr Zierer; Robert Marmilic; Sergey Shchukin; Carlos Simon-Delgado
Original assignee: Alstom Technology Ltd
Priority date: 2010-09-20
Filing date: 2010-09-20
Publication date: 2012-03-30
Also published as: DE102011112340A1

Abstract

Beschrieben wird eine Gasturbinenanordnung mit einem zwischen einer um eine Rotorachse (A) drehbaren Rotoreinheit (2) und wenigstens einer stationären Komponente (1) axial begrenzten Ringraum (5), in den von Seiten der wenigstens einen stationären Komponente (1) eine Vielzahl von Kühlmittelaustrittsöffnungen (4) münden, aus denen jeweils eine Kühlmittelströmung (K) in den Ringraum (5) ausbringbar ist, die zumindest anteilig in Kühlmitteleintrittsöffnungen (3) gelangt, die in Strömungsrichtung der sich durch den Ringraum (5) ausbreitenden Kühlmittelströmung (K) in der Rotoreinheit (2) vorgesehen sind. Die Erfindung zeichnet sich dadurch aus, dass zwischen der wenigstens einen stationären Komponente (1) und der Rotoreinheit (2) wenigstens eine Ringdichtungsanordnung (6) vorgesehen ist, die den Ringraum (5) von einem mit Spülgas (S) druckbeaufschlagten, radial inneren Hohlraum (7) trennt, und dass innerhalb der wenigstens einen stationären Komponente (1) wenigstens eine Bypassleitung (8) eingebracht ist, die relativ zu den Kühlmittelaustrittsöffnungen (4) radial aussen liegend in den Ringraum (5) oder in einen sich radial aussen an den Ringraum (5) anschliessenden Bereich mündet und eine fluidische Verbindung zu dem mit Spülgas (S) druckbeaufschlagbaren Hohlraum (7) darstellt.A gas turbine arrangement is described with an annular space (5) axially delimited between a rotor unit (2) rotatable about a rotor axis (A) and at least one stationary component (1), in which a plurality of coolant outlet openings are provided from the side of the at least one stationary component (1) (4) open, from each of which a coolant flow (K) in the annular space (5) can be discharged, which at least partially in coolant inlet openings (3) passes in the flow direction of the annular space (5) spreading coolant flow (K) in the Rotor unit (2) are provided. The invention is characterized in that between the at least one stationary component (1) and the rotor unit (2) at least one ring seal assembly (6) is provided, the annular space (5) of a flushed gas (S) pressurized, radially inner cavity (7) separates, and that within the at least one stationary component (1) at least one bypass line (8) is introduced, which relative to the coolant outlet openings (4) radially outwardly into the annular space (5) or in a radially outward to the Annular space (5) subsequent area opens and represents a fluidic connection to the purge gas (S) pressurizable cavity (7).

Description

Technisches GebietTechnical area

[0001] Die Erfindung bezieht sich auf eine Gasturbinenanordnung mit einem Ringraum, der zwischen einer um eine Rotorachse drehbaren Rotoreinheit und wenigstens einer stationären Komponente axialwärts begrenzt ist und in den von Seiten der wenigstens einen stationären Komponente eine Vielzahl von Kühlmittelaustrittsöffnungen münden, aus denen jeweils eine Kühlmittelströmung, zumeist in Form von Kühlluft, in den Ringraum ausbringbar ist. In Strömungsrichtung der sich durch den Ringraum von Seiten der Kühlmittelaustrittsöffnungen ausbreitenden Kühlmittelströmung befinden sich innerhalb der Rotoreinheit Kühlmitteleintrittsöffnungen, in die wenigstens ein Teil der Kühlmittelströmung gelangt, die durch sich an den Kühlmitteleinströmöffnungen innerhalb der Rotoreinheit anschliessenden Kühlmittelleitungen an thermisch belastete Bereiche der Rotoreinheit oder an mit der Rotoreinheit verbundene Komponenten geleitet wird. The invention relates to a gas turbine arrangement having an annular space which is bounded axially between a rotatable about a rotor axis rotor unit and at least one stationary component and in which open from the side of at least one stationary component, a plurality of coolant outlet openings, each of which Coolant flow, usually in the form of cooling air, can be discharged into the annular space. In the flow direction of the flowing through the annulus from the side of the coolant outlet openings coolant flow are within the rotor unit coolant inlet openings into which passes at least a portion of the coolant flow, which is connected to the Kühlmitteleinströmöffnungen within the rotor unit adjacent coolant lines to thermally stressed areas of the rotor unit or with the Rotor unit connected components is passed.

Stand der TechnikState of the art

[0002] Eine gattungsgemässe Gasturbinenanordnung ist der US 4,348,157 zu entnehmen, bei der zur Kühlung der an der Rotoreinheit angebrachten Rotorschaufeln Kühlluft benutzt wird, die über innerhalb stationärer Komponenten der Gasturbinenanordnung verlaufenden Kühlkanälen zugeführt wird und über entsprechend angeordnete Kühlkanalöffnungen auf die Rotoreinheit auftrifft. Rotorseitig sind ebenfalls entsprechende Kühllufteintrittsöffnungen vorgesehen, in die zumindest ein Teil der zugeführten Kühlluft einströmt. Die Übertragung der Kühlluft von Seiten der stationären Komponente in die sich drehende Rotoreinheit erfolgt innerhalb eines weitgehend abgedichteten Ringraumes, der einerseits axial zur Rotorachse von der Rotoreinheit und der stationären Komponente begrenzt ist und andererseits in Radialrichtung von einer radial innen liegenden und radial aussen liegenden Ringdichtungsanordnung, zumeist in Ausbildung einer an sich bekannten Labyrinthdichtung, begrenzt ist. Die radial äussere Ringdichtungsanordnung grenzt den Ringraum zum Heissgaskanal der Turbinenstufe ab, wohingegen die innen liegende Ringdichtungsanordnung den Ringraum gegenüber einem rotorseitig zugewandten Hohlraum begrenzt, in dem Spülgas eingebracht ist, um Rotorwellen nahe Komponenten der Rotoreinheit vor reibungsbedingten Überhitzungen zu bewahren. Die Druckverhältnisse in den jeweiligen Bereichen der Gasturbine nehmen mit zunehmendem radialen Wellenabstand ab, d.h. das rotorwellenseitig vorhandene Spülgas steht unter einem höheren Druck verglichen zu den Druckverhältnissen innerhalb des Ringraumes, die wiederum über den Arbeitsdruckverhältnissen innerhalb des Heissgaskanals liegen. A generic gas turbine arrangement is shown in US 4,348,157, in which is used for cooling the mounted on the rotor unit rotor blades cooling air which is supplied via extending within stationary components of the gas turbine engine cooling channels and impinges on correspondingly arranged cooling channel openings on the rotor unit. Corresponding cooling air inlet openings are likewise provided on the rotor side, into which at least part of the supplied cooling air flows. The transfer of the cooling air from the stationary component into the rotating rotor unit takes place within a largely sealed annular space which is bounded on the one hand axially to the rotor axis of the rotor unit and the stationary component and on the other hand in the radial direction of a radially inner and radially outer annular sealing arrangement, usually in training a known labyrinth seal is limited. The radially outer ring seal arrangement delimits the annular space to the hot gas duct of the turbine stage, whereas the inner ring seal arrangement delimits the annular space with respect to a cavity facing the rotor, is introduced in the purge gas to protect rotor shafts near components of the rotor unit from friction-induced overheating. The pressure ratios in the respective regions of the gas turbine decrease with increasing radial shaft spacing, i. the purge gas present on the rotor shaft side is at a higher pressure compared to the pressure conditions within the annulus, which in turn are above the working pressure ratios within the hot gas channel.

[0003] Da die verwendeten Ringdichtungsanordnungen systembedingt nicht perfekt abdichten können, tritt eine so genannte radial gerichtete Leckageströmung auf, die von der Innenseite, d.h. von Seiten des rotorwellennahen Hohlraumes durch die radial innere Ringdichtungsanordnung in den Ringraum und von diesem durch die radial äussere Ringdichtungsanordnung in den Hauptgaskanal gerichtet ist. Es zeigt sich dabei, dass die den Ringraum radial durchsetzende Leckageströmung die dort zu Kühlzwecken der Rotoreinheit vorhandene Kühlluftströmung, deren Strömungsrichtung vorwiegend axial orientiert ist, erheblich zu irritieren vermag, wodurch sich der in die Kühlmitteleintrittsöffnungen gelangende Anteil der Kühlluftströmung reduziert und sich die Kühlwirkung sowie die damit verbundene Effizienz der gesamten Turbinenanordnung deutlich verschlechtert. Since the used ring sealing arrangements can not perfectly seal due to the system, a so-called radially directed leakage flow occurs, which from the inside, i. from the side of the rotor shaft near cavity through the radially inner ring seal assembly in the annulus and is directed by the radially outer ring seal assembly in the main gas channel. It can be seen that the leakage flow radially passing through the leakage flow there for cooling purposes of the rotor unit existing cooling air flow whose flow direction is mainly oriented axially, can significantly irritate, thereby reducing the reaching into the coolant inlet portion of the cooling air flow and the cooling effect and the associated efficiency of the entire turbine arrangement significantly deteriorated.

[0004] In der vorstehend zitierten Druckschrift wird hierzu vorgeschlagen, rotorseitig eine Ablenkvorrichtung zwischen den radial sich gegenüberliegenden Ringdichtungsanordnungen vorzusehen, die die Leckageströmung in radial verlaufende Kanäle zwingt, so dass ein Strömungsweg für die Leckageströmung zwischen der radial inneren und äusseren Ringdichtungsanordnung an den jeweiligen Kühlkanalöffnungen vorbei geschaffen wird. In the above-cited document is proposed for this purpose, the rotor side to provide a deflecting device between the radially opposite ring seal assemblies, which forces the leakage flow in radially extending channels, so that a flow path for the leakage flow between the radially inner and outer ring seal assembly to the respective cooling channel openings is created over.

[0005] Abgesehen von der vorstehend geschilderten Eigenschaft von nicht vollständig gasdichten Ringdichtungsanordnungen, durch die sich eine Leckageströmung ausbildet, gilt es für einen Austausch des zwischen den rotierenden und stationären Anlagenkomponenten eingebrachten Spülgases zu sorgen, das reibungsbedingt hohe Temperaturen aufweist, stark verwirbelt ist und unter hohem Druck steht. Zur Aufrechterhaltung eines bestimmten Austausches an Spülgas gilt es dieses zumindest anteilsmässig über entsprechende Verbindungskanäle bzw. leckagebedingte Ringdichtungsanordnungen radial nach aussen, zumeist in den Arbeitskanal der jeweiligen Strömungsrotationsmaschine auszutragen. Im Falle einer Turbinenstufe gelangt Spülgas durch entsprechenden Zwischenspalte in den Heissgaskanal, in dem sich das Spülgas mit den Heissgasen vermischt. Neben den bereits erläuterten Problemen beim radialen Durchtritt des Spülgases in Form von Leckageströmungen durch die sich weitgehend axial ausbreitende Kühlmittelströmung, vermögen die mit der Heissgasströmung innerhalb des Heissgaskanals sich vermischenden Spülgasströmungsanteile die Turbineneffizienz zu beeinträchtigen, zumal die in die Heissgasströmung eintretenden Spülgasanteile über stark unterschiedliche aerodynamische Eigenschaften verglichen zu jenen der Heissgasströmung verfügen. Apart from the above-described property of not completely gas-tight ring seal assemblies through which forms a leakage flow, it is important to ensure an exchange of introduced between the rotating and stationary system components purge gas, which has high temperatures due to friction, is highly swirled and under high pressure is. To maintain a specific exchange of purge gas, it applies this at least proportionally via corresponding connection channels or leakage-related ring seal assemblies radially outward, usually discharge into the working channel of the respective flow rotary machine. In the case of a turbine stage, purge gas passes through corresponding intermediate gaps in the hot gas channel, in which the purge gas mixed with the hot gases. In addition to the already discussed problems in the radial passage of the purge gas in the form of leakage flows through the largely axially propagating coolant flow, the flushing with the hot gas flow within the hot gas channel mixing purge gas flow shares can affect the turbine efficiency, especially since the entering into the hot gas purge gas shares over strongly different aerodynamic properties compared to those of the hot gas flow.

Darstellung der ErfindungPresentation of the invention

[0006] Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde eine Gasturbinenanordnung mit einem zwischen einer um eine Rotorachse drehbaren Rotoreinheit und wenigstens einer stationären Komponente zumindest axial begrenzten Ringraum, in den von Seiten der wenigstens einen stationären Komponente eine Vielzahl von Kühlmittelaustrittsöffnungen münden, aus denen jeweils eine Kühlmittelströmung in den Ringraum ausbringbar ist, die zumindest anteilig in Kühlmitteleintrittsöffnungen gelangt, die in Strömungsrichtung der sich durch den Ringraum ausbreitenden Kühlmittelströmung in der Rotoreinheit vorgesehen sind, dadurch weiterzubilden, dass unter Vermeidung konstruktiv aufwendiger und kostenintensiver Modifikationen Vorkehrungen getroffen werden sollen, die zwischen der Rotoreinheit und der stationären Komponente vorhandene Kühlmittelströmung möglichst unbeeinflusst zu belassen trotz einer kontrollierten radialen Abführung von Spülgasanteilen. Im Falle einer als Gasturbinenstufe ausgebildeten Rotoreinheit gilt es zudem darauf zu achten, die aerodynamischen Strömungsverhältnisse der Heissgase innerhalb des Heissgaskanals nicht negativ durch die Einspeisung von Spülgasanteilen zu beeinträchtigen. The invention is based on the object of a gas turbine arrangement with a rotatable about a rotor axis rotor unit and at least one stationary component at least axially limited annular space in the side of the at least one stationary component a plurality of coolant outlet openings open, from each of which a coolant flow in the annular space can be carried out, which at least partially passes into coolant inlet openings, which are provided in the flow direction of the propagating through the annulus coolant flow in the rotor unit, thereby further, that while avoiding structurally complex and costly modifications precautions to be taken between the rotor unit and to leave the stationary component coolant flow as possible uninfluenced despite a controlled radial removal of Spülgasanteilen. In the case of a rotor unit designed as a gas turbine stage, it is also important to ensure that the aerodynamic flow conditions of the hot gases within the hot gas channel are not negatively affected by the feed of purge gas fractions.

[0007] Die Lösung der der Erfindung zugrunde liegenden Aufgabe ist im Anspruch 1 angegeben. Eine alternative Lösungsvariante ist im Anspruch 5 beschrieben. Den Erfindungsgedanken vorteilhaft weiterbildende Merkmale sind Gegenstand der Unteransprüche sowie der weiteren Beschreibung unter Bezugnahme auf die Ausführungsbeispiele zu entnehmen. The solution of the problem underlying the invention is set forth in claim 1. An alternative solution variant is described in claim 5. The concept of the invention advantageously further features are the subject of the dependent claims and the further description with reference to the exemplary embodiments.

[0008] Lösungsgemäss ist eine Gasturbinenanordnung mit den Merkmalen des Oberbegriffes des Anspruches 1 dadurch ausgebildet, dass zwischen der wenigstens einen stationären Komponente und der Rotoreinheit wenigstens eine Ringdichtungsanordnung vorgesehen ist, die den Ringraum von einem mit Spülgas druckbeaufschlagten, radial inneren Hohlraum trennt, und dass innerhalb der wenigstens einen stationären Komponente wenigstens eine Bypassleitung eingebracht ist, die relativ zu den Kühlmittelaustrittsöffnungen radial aussen liegend in den Ringraum oder in einen sich radial aussen an den Ringraum anschliessenden Bereich mündet und eine fluidische Verbindung zu dem mit Spülgas druckbeaufschlagbaren Hohlraum darstellt. According to the solution, a gas turbine arrangement with the features of the preamble of claim 1 is formed in that between the at least one stationary component and the rotor unit at least one ring seal arrangement is provided which separates the annulus of a pressurized with purge gas, radially inner cavity, and that within the at least one stationary component, at least one bypass line is introduced, which lies radially outwardly relative to the coolant outlet openings in the annular space or in a radially outwardly adjoining the annulus area and forms a fluidic connection to the pressureable with purge gas cavity.

[0009] Eine lösungsgemässe Ausführungsform sieht innerhalb der stationären Komponente wenigstens einen Bypassleitung zwischen dem rotorwellenseitig eingeschlossenen Hohlraum, der mit unter hohem Druck und hohen Temperaturen stehende Spülgas befüllt ist, und dem Ringraum vor, wobei der Bypassleitung in den Ringraum oder in einem sich radial äusseren Bereich zum Ringraum einmündet, so dass die durch den Bypassleitung gelangenden Spülgasanteile mittel- oder unmittelbar in den Heissgaskanal entweichen kann, ohne dabei die Kühlmittelströmung innerhalb des Ringraums zu irritieren, zumal sich diese in einem deutlich radial inneren Bereich des Ringraumes ausbreitet. A solution according to the solution sees within the stationary component at least one bypass line between the rotor shaft side enclosed cavity which is filled with standing under high pressure and high temperatures purge gas, and the annulus, wherein the bypass line in the annulus or in a radially outer Area opens to the annulus, so that the passing through the bypass line purge gas components can escape directly or indirectly into the hot gas channel, without irritating the coolant flow within the annulus, especially as this propagates in a clearly radially inner region of the annulus.

[0010] Die über die Bypassleitung in den radial äusseren Bereich des Ringraums austretenden Spülgasanteile gelangen im vorstehenden Ausführungsbeispiel mit einer Strömungscharakteristik, die durch die im Hohlraum vorherrschenden Strömungs- und Wirbelverhältnisse vorgegeben sind, in den Heissgaskanal, durch die die Heissgasströmung negativ beeinflusst wird. Um die Heissgasströmung durch die eintretende Spülgasströmung nicht nachhaltig zu beeinflussen ist es daher vorteilhaft, der Spülgasströmung noch vor Eintritt in den Ringraum eine bestimmte Drall- bzw. Wirbelcharakteristik einzuprägen, die in etwa jener der Heissgasströmung entspricht. Auf diese Weise wird die Heissgasströmung nicht oder nur geringfügig irritiert. In besonders vorteilhafter Weise lassen sich bei Einprägung einer geeigneten Drallcharakteristik in die in die Heissgasströmung einzuspeisende Spülgasströmung sogar Wirkungsgrad erhöhende Effekte bezüglich der Gesamtleistung der Gasturbine erzielen. Um dies zu realisieren sieht eine weitere lösungsgemässe Ausführungsform den Einsatz von längs der wenigstens einen Bypassleitung eingebrachte Strömungsleitelemente vor, durch die ein vorgebbarer Strömungsdrall in die durch die Bypassleitung geführte und in den radial äusseren Bereich des Ringraums eintretende Spülgasströmung eingeprägt werden kann. The exiting via the bypass line in the radially outer region of the annular space purge gas components arrive in the above embodiment with a flow characteristic, which are dictated by the prevailing in the cavity flow and vortex conditions, in the hot gas channel through which the hot gas flow is adversely affected. In order not to influence the hot gas flow through the incoming purge gas flow is not sustainable, it is therefore advantageous to impart a certain swirl or vortex characteristic of the purge gas before entering the annulus, which corresponds approximately to that of the hot gas flow. In this way, the hot gas flow is not or only slightly irritated. In a particularly advantageous manner, when impressing a suitable swirl characteristic on the purge gas flow to be fed into the hot gas flow, it is even possible to achieve efficiency-increasing effects with regard to the overall performance of the gas turbine. To realize this, another solution according to the invention provides for the use of flow guiding elements introduced along the at least one bypass line, by means of which a predeterminable flow twist can be impressed into the purge gas flow guided through the bypass line and entering the radially outer region of the annular space.

[0011] In einer bevorzugten Ausführungsform ist die Bypassleitung innerhalb der stationären Komponente zumindest abschnittsweise ringspaltförmig ausgebildet, wobei der Ringspalt in der stationären Komponente koaxial zur Rotorachse orientiert ist. Innerhalb der ringspaltförmigen Bypassleitung ist eine Vielzahl einzelner Strömungsleitelemente in Umfangsrichtung der Bypassleitung derart verteilt angeordnet, dass in Umfangsrichtung jeweils zwei benachbarte Strömungsleitelemente einen gekrümmt verlaufenden Strömungskanal begrenzen, durch den jeweils das Spülgas hindurch strömt und dabei aufgrund der Strömungskanalkrümmung einen vorgegebenen Strömungsdrall erhält. Weitere Einzelheiten hierzu können der Beschreibung im Weiteren unter Bezugnahme auf die Illustration konkreter Ausführungsbeispiele entnommen werden. In a preferred embodiment, the bypass line is at least partially formed annular gap inside the stationary component, wherein the annular gap is oriented in the stationary component coaxial with the rotor axis. Within the annular gap-shaped bypass line, a multiplicity of individual flow guide elements are distributed in the circumferential direction of the bypass line in such a way that two adjoining flow guide elements define a curved flow channel in the circumferential direction through which the purge gas flows, thereby obtaining a predetermined flow twist due to the flow channel curvature. Further details of this can be found in the description below with reference to the illustration of specific embodiments.

[0012] Gilt es im vorstehend geschilderten Fall eine mögliche störende Wirkung seitens einer radial gerichteten, aus einem Hohlraum nahe der Rotorachse entweichenden Spülgasströmung auf die Kühlmittelströmung durch Einsatz einer Bypassleitung zu vermeiden, so ermöglicht eine zweite alternative, lösungsgemässe Gasturbinenanordnung mit einem alternativen Lösungsansatz die Vermeidung bzw. Reduzierung einer Irritation der Kühlmittelströmung durch eine radial austretende Spülgasströmung. In dieser Anordnung bedarf es nicht notwendigerweise einer Ringdichtungsanordnung zur Abtrennung des rotorwellenseitigen, mit Spülgas befüllten Hohlraumes gegenüber dem Ringraum. Applies to avoid in the above case, a possible disturbing effect from a radially directed, escaping from a cavity near the rotor axis flushing gas flow to the coolant flow through the use of a bypass line, so allows a second alternative, according to the solution gas turbine arrangement with an alternative approach to avoid or reduction of irritation of the coolant flow through a radially exiting purge gas flow. In this arrangement, it does not necessarily require a ring seal assembly for the separation of the rotor shaft side, filled with purge gas cavity relative to the annulus.

[0013] Die stationäre Komponente sieht in diesem Fall eine dem Ringraum axial zugewandte Begrenzungsfläche vor, an der in Umfangsrichtung des Ringraumes eine Vielzahl über die Begrenzungsfläche erhabene Strömungsleitelemente angebracht ist, von denen jeweils zwei benachbarte Strömungsleitelemente jeweils einen in radialer Richtung orientierten Durchströmungsbereich seitlich begrenzen, so dass das aus dem rotorwellennahen Hohlraum vorhandene Spülgas in Form einer kontrollierten Spülgasströmung durch die Durchströmungsbereiche radial durch den Ringraum geführt bzw. geleitet wird. Um die Kühlmittelströmung durch den Ringraum möglichst störungsfrei zu erhalten, münden die Kühlmittelaustrittsöffnungen jeweils stirnseitig, der Rotoreinheit zugewandt, an jeweils einem Strömungsleitelement in den Ringraum. Auf diese Weise reduziert sich zum einen der freie Strömungsweg der Kühlmittelströmung durch den Ringraum jeweils um die axiale Erstreckung, mit der jedes einzelne Strömungsleitelement die Begrenzungsfläche der stationären Komponente überragt. Zum anderen ist es möglich durch eine entsprechende Formgebung der vorzugsweise rippenartig ausgebildeten Strömungsleitelemente der durch die Durchströmungsbereiche hindurch strömenden Spülgasströmung einen Drall bzw. einen Wirbel einzuprägen, der vorzugsweise jenem der Heissgasströmung entspricht, die sich innerhalb des sich radial aussen an den Ringraum angrenzenden Heissgaskanals entspricht, wodurch letztlich die Gesamtperformance, d.h. der Wirkungsgrad der Gasturbinenanlage zumindest nicht reduziert, sondern im Falle einer optimierter Strömungsanpassung sogar verbessert wird. The stationary component in this case provides a the annular space axially facing boundary surface, on the in the circumferential direction of the annular space a plurality of the boundary surface raised flow guide is attached, each of which two adjacent flow guide each bounding a radially oriented flow area laterally, such that the purge gas present from the cavity close to the rotor shaft is guided or guided radially through the annular space in the form of a controlled purge gas flow through the flow areas. In order to obtain the coolant flow through the annulus as trouble-free as possible, the coolant outlet openings each open at the end, facing the rotor unit, at a respective flow guide into the annulus. In this way, on the one hand, the free flow path of the coolant flow through the annular space is reduced in each case by the axial extent with which each individual flow guide element projects beyond the boundary surface of the stationary component. On the other hand, it is possible by means of a corresponding shaping of the preferably rib-like flow guiding elements of the purge gas flow flowing through the flow areas to impart a swirl or a vortex which preferably corresponds to that of the hot gas flow which corresponds within the hot gas channel adjoining the annulus radially outward, ultimately, the overall performance, ie the efficiency of the gas turbine plant at least not reduced, but is even improved in the case of optimized flow adaptation.

[0014] Die der Erfindung zugrunde liegende Idee, nämlich die Gewährleistung einer möglichst ungestörten Kühlmittelströmung durch einen zwischen einer rotierenden und einer stationären Einheit axial beidseitig begrenzten Ringraum, der zusätzlich von einer weiteren Strömung weitgehend orthogonal zur Kühlmittelströmung durchsetzt wird, kann innerhalb einer Gasturbinenanordnung in sämtlichen Bereichen zur Anwendung kommen, in denen es jeweils gilt, rotierende Baueinheiten von Seiten stationärer Komponenten mit einem Kühlmittel zu versorgen. Dies trifft in erster Linie für die Kühlung von Turbinenlaufschaufeln zu, die in Umfangsrichtung an Rotorscheiben einer Rotoreinheit angebracht sind. Des Weiteren ist es denkbar, rotierende Verdichterlaufschaufeln gleichfalls mit der vorgeschlagenen Anordnung mit Kühlmittel, vorzugsweise in Form von Kühlluft zu versorgen. The idea underlying the invention, namely the guarantee of an undisturbed flow of coolant as possible through an axially limited on both sides between a rotating and a stationary unit annulus, which is additionally penetrated by a further flow largely orthogonal to the coolant flow, can within a gas turbine arrangement in all Areas are used, in which it applies in each case to supply rotating assemblies from the side of stationary components with a coolant. This is especially true for the cooling of turbine blades attached circumferentially to rotor disks of a rotor assembly. Furthermore, it is also conceivable to supply rotating compressor rotor blades with the proposed arrangement with coolant, preferably in the form of cooling air.

[0015] Zur Versorgung des Rotors mit Kühlmittel werden typischerweise zwei verschiedene Strömungsformen verwandt. Für beide soll eine möglichst ungestörte Kühlmittelströmung durch einen zwischen einer rotierenden und einer stationären Einheit axial beidseitig begrenzten Ringraum gewährleistet werden. Bei der ersten, wird die Kühlmittelströmung mit einem möglichst hohen Drall in den Ringraum zugeführt, damit die Relativgeschwindigkeit zwischen Kühlmittel und Rotor möglichst gering ist und sie verlustfrei in das Rotorkühlluftsystem eingeleitet werden kann. Bei der zweiten Strömungsform wird das Kühlmittel möglichst drallfrei in den Ringraum eingeleitet, damit die Relativgeschwindigkeit zwischen Kühlmittel und Rotor möglichst hoch ist. Die hohe Relativgeschwindigkeit wird genutzt, um den Druck des Kühlmittels beim Eintritt in den Rotor durch sogenannte «Windeinfangflächen» (auch Cooling Scoop genannt) zu erhöhen. «Windeinfangflächen» sind zum Beispiel aus der DE1221497 bekannt. «Cooling Scoops» sind beispielsweise in der WO03036048 beschrieben. To supply the rotor with coolant typically two different flow forms are used. For both an undisturbed flow of coolant as possible should be ensured by an axially limited on both sides between a rotating and a stationary unit annulus. In the first, the coolant flow is supplied with the highest possible swirl in the annulus, so that the relative speed between the coolant and rotor is as low as possible and they can be introduced lossless in the rotor cooling air system. In the second flow form, the coolant is introduced into the annulus as swirl-free as possible, so that the relative velocity between the coolant and the rotor is as high as possible. The high relative speed is used to increase the pressure of the coolant entering the rotor through so-called "wind capture surfaces" (also called cooling scoop). "Wind capture surfaces" are known for example from DE1221497. Cooling scoops are described, for example, in WO03036048.

Kurze Beschreibung der ErfindungBrief description of the invention

[0016] Die Erfindung wird nachstehend ohne Beschränkung des allgemeinen Erfindungsgedankens anhand von Ausführungsbeispielen unter Bezugnahme auf die Zeichnung exemplarisch beschrieben. Es zeigen: <tb>Fig. 1<sep>perspektivische Darstellung einer schematisierten Rotoreinheit mit einer dieser stationär gegenüber gelagerten Komponente, <tb>Fig. 2<sep>Schnittdarstellung der in Fig. 1illustrierten schematischen Anordnung, <tb>Fig. 3a, b<sep>Seiten- und Schnittdarstellung durch einen mit Strömungsleitelementen versehenen Bypasskanal durch eine stationäre Komponente, sowie <tb>Fig. 4a, b<sep>schematisierte perspektivische Darstellung einer Rotoreinheit mit einer dieser stationär gegenüberliegenden Komponente mit Strömungsleitelementen, die an einer der Rotoreinheit zugewandten Begrenzungsfläche an der stationären Komponente angebracht sind.The invention will now be described by way of example without limiting the general inventive concept using exemplary embodiments with reference to the drawing. Show it: <Tb> FIG. 1 is a perspective view of a schematic rotor unit with one of these stationary mounted components, <Tb> FIG. 2 <sep> sectional view of the schematic arrangement illustrated in FIG. 1, <Tb> FIG. 3a, b show side and sectional views through a bypass duct provided with flow guide elements through a stationary component, as well as <Tb> FIG. 4a, b <sep> schematized perspective view of a rotor unit with one of these stationary opposite component with flow guide elements which are mounted on a rotor unit facing the boundary surface on the stationary component.

Wege zur Ausführung der Erfindung, gewerbliche VerwendbarkeitWays to carry out the invention, industrial usability

[0017] Fig. 1 zeigt in schematisiert, perspektivischer Darstellung eine um eine Rotorachse A drehbar gelagerte Rotoreinheit 2 der axial gegenüber angeordnet eine stationäre Komponente 1 vorgesehen ist. Fig. 2 zeigt dieselbe Anordnung in Längsschnittdarstellung. Auf beide Fig. 1 und 2sei nachfolgend gemeinsam Bezug genommen. Fig. 1 shows a schematic, perspective view of a rotor axis A rotatably mounted rotor unit 2 of axially arranged opposite a stationary component 1 is provided. Fig. 2 shows the same arrangement in longitudinal section. On both Figs. 1 and 2sei hereinafter jointly referred to.

[0018] Es sei angenommen, dass die der Rotoreinheit 2 eine der stationären Komponente 1 axial gegenüberliegend angeordnete Rotorscheibe darstellt, an deren Rotorscheibenumfangsrand eine Vielzahl einzelner Turbinenlaufschaufeln angebracht ist, die es zu kühlen gilt, zumal die Turbinenlaufschaufeln den Heissgasen H innerhalb des Heissgaskanals der Gasturbinenanordnung ausgesetzt sind. Zur Kühlung der einzelnen Turbinenlaufschaufeln ist es ständige Praxis, ein Kühlmittel in Form eines Kühlluftstromes K von Seiten der stationären Komponente 1 der Rotoreinheit 2 zuzuführen. Hierzu sieht die stationäre Komponente 1 interne Kühlungskanäle (nicht im Einzelnen dargestellt) vor, die an einer der Rotoreinheit 2 zugewandten Begrenzungswand in Form von Kühlmittelaustrittsöffnungen 4 münden. Aus den Kühlmittelaustrittsöffnungen 4 gelangt Kühlmittel, üblicherweise Kühlluft, die von der Kompressoreinheit der Gasturbinenanordnung zur Verfügung gestellt wird, in Form einer gerichteten Drallströmung in den Ringraum 5 und strömt im Weiteren mit weitgehend axialer Strömungsrichtung zumindest anteilig durch rotorseitig vorgesehene Kühlmitteleintrittsöffnungen 3, an die sich interne Kühlkanäle 3 ́ anschliessen, längs der die Kühlluft K ́ innerhalb der Rotoreinheit 2 an die zu kühlenden Turbinenschaufeln gelangt. Im Betrieb dreht sich die Rotoreinheit 2 in Rotationsrichtung R um die Rotorachse A. Die von der Rotoreinheit 2 in den Heissgasstrom H verlaufenden Leitschaufeln sowie die von der stationären Komponente 1 in den Heissgasstrom H verlaufenden Leitschaufeln sind zur Vereinfachung nicht dargestellt. It is assumed that the rotor unit 2 is one of the stationary component 1 arranged axially opposite rotor disk, at the Rotorscheibenumfangsrand a plurality of individual turbine blades is mounted, which is to cool, especially since the turbine blades the hot gases H within the hot gas channel of the gas turbine assembly are exposed. For cooling the individual turbine blades, it is constant practice to supply a coolant in the form of a cooling air flow K from the stationary component 1 side of the rotor unit 2. For this purpose, the stationary component 1 provides internal cooling channels (not shown in detail), which open on a boundary wall facing the rotor unit 2 in the form of coolant outlet openings 4. From the coolant outlet openings 4 reaches coolant, usually cooling air, which is provided by the compressor unit of the gas turbine arrangement, in the form of a directed swirl flow in the annular space 5 and further flows with largely axial flow direction at least partially by the rotor side provided coolant inlet openings 3, to the internal Connect cooling channels 3, along which the cooling air K passes within the rotor unit 2 to the turbine blades to be cooled. In operation, the rotor unit 2 rotates about the rotor axis A in the direction of rotation R. The guide vanes extending from the rotor unit 2 into the hot gas stream H and the guide vanes extending from the stationary component 1 into the hot gas stream H are not shown for the sake of simplicity.

[0019] Radial innenliegend, d.h. der Rotorachse A zugewandt, ist der Ringraum 5 über eine Ringdichtungsanordnung 6, vorzugsweise in Form einer Labyrinthdichtung, gegenüber einem inneren, rotorwellennahen Hohlraum 7 abgetrennt, der zu Spül-und Kühlzwecken sämtlicher rotorachsennahen Komponenten (nicht dargestellt) mit Spülgas befüllt ist, das aufgrund bestehender Reibungsarbeit zwischen den rotierenden und stationären Rotorachsennahen Komponenten über hohe Temperaturen sowie einen sehr hohen Strömungsdrallanteil verfügt. Radially inward, i. facing the rotor axis A, the annular space 5 is separated via an annular seal assembly 6, preferably in the form of a labyrinth seal against an inner, rotorwellennehen cavity 7, which is filled for purge and cooling purposes of all near the rotor axis components (not shown) with purge gas, due to existing Friction work between the rotating and stationary rotor axis close components over high temperatures and a very high flow twist proportion has.

[0020] Um zu vermeiden, dass das innerhalb des Hohlraumes 7 unter hohem Druck und hohen Temperaturen stehende Spülgas in Form einer die Kühlmittelströmung K störenden Leckageströmung durch die Ringdichtungsanordnung 6 in den Ringraum 5 gelangt und von dort in den radial aussen liegenden Heissgaskanal, sieht die stationäre Komponente 1 wenigstens eine den Hohlraum 7 mit dem Ringraum 5 direkt verbindende Bypassleitung 8 vor, durch die heisse und verwirbelte Spülgasanteile S radial oberhalb zu den Kühlmittelaustrittsöffnungen 4 in den Ringraum 5 und im weiteren in den Heissgaskanal gelangen können, ohne dabei die Kühlluftströmung K innerhalb des Ringraums 5, die sich zwischen den Kühlmittelaustrittsöffnungen 4 und Kühlmitteleintrittsöffnungen 3 ausbildet, zu stören. In order to avoid that standing within the cavity 7 under high pressure and high temperatures purge gas in the form of a coolant flow K disturbing leakage flow passes through the ring seal assembly 6 into the annulus 5 and from there into the radially outer hot gas channel, sees the stationary component 1 at least one of the cavity 7 with the annulus 5 directly connecting bypass line 8, can pass through the hot and swirled Spülgasanteile S radially above the coolant outlet openings 4 in the annulus 5 and further into the hot gas channel, without the cooling air flow K within of the annular space 5, which forms between the coolant outlet openings 4 and coolant inlet openings 3 to disturb.

[0021] Die stationäre Komponente 1, die ringförmig die Rotorachse A umgibt und mit ihrer dem Ringraum 5 zugewandten Begrenzungsfläche 1 ́ den Ringraum 5 einseitig axial begrenzt, sieht beispielsweise eine spaltförmig ausgebildete Bypassleitung 8 vor, längs der in Durchströmungsrichtung Strömungsleitelemente 9 eingebracht sind, die die ringförmige Bypassleitung 8 in eine Vielzahl benachbart nebeneinander liegende einzelne Durchströmungskanäle 8 ́ unterteilt, durch die die Spülgasströmung S mit einem vorgegebenen Drall aus der Bypassleitung 8 in den oberen Bereich des Ringraumes 5 austritt. Die Strömungsleitelemente 9 sind zur besseren Veranschaulichung in den Fig. 3a und b dargestellt, von denen Fig. 3a u.a. ein Schnittbild durch die stationäre Komponente 1 zeigt, längs der eine Schnittelinie A-A mittig durch die Bypassleitung 8 dargestellt ist, deren zugehöriges Schnittbild in Fig. 3billustriert ist. Fig. 3bzeigt eine Draufsicht auf den aufgeschnittenen Bypassleitung 8, in dem eine Vielzahl jeweils in Ringumfangsrichtung der stationären Komponente 1 einzelner Strömungsleitelemente 9 angeordnet ist. Jedes einzelne Strömungsleitelement 9 ist rippenartig ausgebildet und verfügt über eine Querschnittsform, die jenes einen gekrümmten Flügelprofils entspricht. Zwischen zwei benachbart angeordneten Strömungsleitelementen 9 bilden sich somit gekrümmt verlaufende Durchströmungsbereiche D aus, durch die das Spülgas S in Durchströmungsrichtung mit einem durch die Krümmung der einzelnen Strömungsleitelemente 9 vorgegebenen Strömungsdrall beaufschlagt wird. Die Drallstärke des durch die Strömungsleitelemente 9 eingeprägten Strömungsdralls ist an den Drall der in dem Heissgaskanal strömenden Heissgase H angepasst. Hierzu gilt es für einen Druckunterschied Δp= p0-p1 zwischen der Druckprofilvorderkante und rückseitigen Kante der einzelnen profilierten Strömungsleitelemente 9 zu sorgen, der durch eine geeignet gewählte Profilform der Strömungsleitelemente eingestellt werden kann. Der Druck p0 entspricht dem Druck des Spülgases S innerhalb des Hohlraumes 7, der Druck p1 sollte dem Arbeitsdruck der Heissgase H innerhalb des Heissgaskanals entsprechen. Um diesen Druckunterschied Δp aufrecht zu erhalten, gilt es für eine möglichst gasdichte Abdichtung des Hohlraumes 7 gegenüber dem Ringraum 5 mit Hilfe der Ringdichtungsanordnung 6 zu sorgen. The stationary component 1, the ring surrounding the rotor axis A and with its the annular space 5 facing boundary surface 1, the annular space 5 axially limited on one side, for example, provides a gap-shaped bypass line 8, along the flow direction in the flow direction 9 are introduced, the the annular bypass line 8 is subdivided into a plurality of adjacently located individual flow channels 8, through which the purge gas flow S exits the bypass line 8 with a predetermined swirl into the upper region of the annular space 5. The flow guide elements 9 are shown for better illustration in Figs. 3a and b, of which Fig. 3a u.a. a sectional view through the stationary component 1 shows, along which a cutting line A-A is shown centrally through the bypass line 8, the associated sectional image in Fig. 3billustriert. 3b shows a plan view of the cut-open bypass line 8, in which a plurality is arranged in each case in the ring circumferential direction of the stationary component 1 of individual flow guide elements 9. Each individual flow guide 9 is formed like a rib and has a cross-sectional shape corresponding to that a curved wing profile. Between two adjacently arranged flow guide elements 9, curved flow areas D thus form, through which the purge gas S in the throughflow direction is acted upon by a flow vortex predetermined by the curvature of the individual flow guide elements 9. The swirl intensity of the flow swirl impressed by the flow guide elements 9 is adapted to the swirl of the hot gases H flowing in the hot gas channel. For this purpose, it is necessary to provide a pressure difference Δp = p0-p1 between the pressure profile leading edge and the rear edge of the individual profiled flow guide elements 9, which can be adjusted by a suitably selected profile shape of the flow guide elements. The pressure p0 corresponds to the pressure of the purge gas S within the cavity 7, the pressure p1 should correspond to the working pressure of the hot gases H within the hot gas channel. In order to maintain this pressure difference .DELTA.p, it is necessary to ensure a gastight sealing of the cavity 7 relative to the annular space 5 with the aid of the annular seal arrangement 6.

[0022] Grundsätzlich ist es ebenso möglich, auf den Einsatz der vorstehend beschriebenen Strömungsleitelemente 9 längs der Bypassleitung 8 zu verzichten, wobei das unter hohem Druck p0innerhalb des Hohlraums 7 stehende Spülgas S weitgehend wirbelfrei aus der Bypassleitung 8 in den Bereich der Heissgasströmung H tritt. Diese Variante trägt jedoch zu einer geringfügigen aber vertretbaren Irritation der Heissgasströmung bei, vermeidet aber gleichwohl auch eine störende Beeinträchtigung der Kühlmittelströmung K. In principle, it is also possible to dispense with the use of the above-described flow guide elements 9 along the bypass line 8, wherein the standing under high pressure p0innerhalb the cavity 7 purge gas S largely vortex-free from the bypass line 8 in the region of the hot gas flow H occurs. However, this variant contributes to a slight but justifiable irritation of the hot gas flow, but nevertheless avoids a disturbing impairment of the coolant flow K.

[0023] In den Fig. 4a und b ist in perspektivischer Darstellungsform eine Rotoreinheit 2 mit einer dieser axial gegenüberliegend angeordneten stationären Komponente 1 illustriert, die beide ebenso axial zur Rotationsachse A einen Ringraum 5 einschliessen. Fig. 4bzeigt die stationäre Komponente 1 in Alleinstellung mit der dem Ringraum 5 zugewandten Begrenzungsfläche 1 ́, auf der gegenüber der Begrenzungsfläche 1 ́ erhabene Strömungsleitelemente 9 auf- bzw. angebracht sind. Die Strömungsleitelemente 9 überragen die Begrenzungsfläche 1 ́ mit einer axialen Erstreckung x und schliessen jeweils zwischen liegende Durchströmungsbereiche D ein. An den der Rotoreinheit 2 zugewandten Stirnseiten jedes einzelnen Strömungsmittels 9 sind Kühlmittelaustrittsöffnungen 4 vorgesehen, aus denen Kühlluft in den verbleibenden engen Zwischenspalt innerhalb des Ringraumes 5 zwischen den Strömungsleitelementen 9 und der Rotoreinheit 2 austritt, um möglichst störungsfrei in die rotorseitig vorgesehenen Kühlmitteleintrittsöffnung 3 einzutreten. Die axiale Erstreckung x der Strömungsleitelemente 9 sollte wenigstens der Hälfte der axialen Ringraumerstreckung betragen. 4a and b is a perspective view of a rotor unit 2 with one of these axially oppositely arranged stationary component 1 illustrated, both of which also include an annular space 5 axially to the rotation axis A. 4b shows the stationary component 1 in isolation with the annular space 5 facing boundary surface 1, on the opposite the boundary surface 1 raised flow guide 9 are mounted or mounted. The flow guide elements 9 project beyond the boundary surface 1 with an axial extension x and in each case enclose intermediate throughflow regions D. Coolant outlet openings 4 are provided on the end faces of each individual fluid 9 facing the rotor unit 2, from which cooling air exits into the remaining narrow intermediate gap within the annular space 5 between the flow guide elements 9 and the rotor unit 2 in order to enter the coolant inlet opening 3 provided on the rotor side as trouble-free as possible. The axial extension x of the flow guide elements 9 should amount to at least half of the axial annular space extension.

[0024] Mit Hilfe einer derartigen Anordnung gelangt Spülgas S aus dem Hohlraum 7 durch die von den Strömungsleitelementen 9 radial begrenzten Durchströmungsbereiche D, ohne dabei die Kühlmittelströmung zwischen den Kühlmittelaustritts- und Eintrittsöffnungen 3, 4 nennenswert zu beeinträchtigen. Aufgrund der gekrümmten Profilierung jedes einzelnen Strömungsleitelementes 9 und den dadurch gekrümmt verlaufenden Durchströmungsbereichen D erfährt die sich radial ausbreitende Spülgasströmung S eine Drall bildende Ablenkung, so dass sie mit einem vorgegebenen Drall in den radial aussen liegenden Heissgasstrom der Gasturbinenanlage eintritt. Hierdurch wird die Leistungseffizienz der Gasturbinenanordnung entsprechend gesteigert. With the help of such an arrangement purge gas S passes from the cavity 7 through the radially limited by the flow guide 9 flow areas D, without affecting the coolant flow between the coolant outlet and inlet openings 3, 4 appreciably. Due to the curved profiling of each individual flow guide element 9 and the flow areas D thus curved, the radially expanding purge gas flow S undergoes a swirl-forming deflection so that it enters the radially outwardly located hot gas flow of the gas turbine plant with a predetermined twist. As a result, the power efficiency of the gas turbine assembly is increased accordingly.

[0025] Die in Fig. 4a und b illustrierte Ausführungsform kann durch Vorsehen wenigstens einer radial innen liegenden Ringdichtungsanordnung zwischen der Rotoreinheit 2 und der stationären Komponente 1 ergänzt werden, um die Menge des durch die Strömungsbereiche D hindurch tretenden Spülgases zu limitieren. The illustrated in Fig. 4a and b embodiment can be supplemented by providing at least one radially inner ring seal assembly between the rotor unit 2 and the stationary component 1 to limit the amount of passing through the flow areas D passing purge gas.

BezugszeichenlisteLIST OF REFERENCE NUMBERS

[0026] <tb>1<sep>Stationäre Komponente <tb>1 ́<sep>Rotorseitig zugewandte Begrenzungsfläche der stationären Komponente <tb>2<sep>Rotoreinheit <tb>3<sep>Kühlmitteleintrittsöffnungen <tb>3 ́<sep>Rotorseitiger Kühlkanal <tb>4<sep>Kühlmittelaustrittsöffnungen <tb>5<sep>Ringraum <tb>6<sep>Ringdichtungsanordnung <tb>7<sep>Hohlraum <tb>8<sep>Bypassleitung <tb>9<sep>Strömungsleitelemente <tb>A<sep>Rotorachse <tb>D<sep>Durchströmungskanal <tb>H<sep>Heissgase <tb>K, K ́<sep>Kühlmittelströmung <tb>R<sep>Rotationsrichtung <tb>S, S ́<sep>Spülgasströmung <tb>X<sep>Axiale Erstreckung[0026] <tb> 1 <sep> Stationary component <tb> 1 <sep> Rotor side facing boundary surface of the stationary component <Tb> 2 <sep> rotor unit <Tb> 3 <sep> coolant inlet openings <tb> 3 <sep> Rotor-side cooling channel <Tb> 4 <sep> coolant outlet openings <Tb> 5 <sep> annulus <Tb> 6 <sep> ring seal arrangement <Tb> 7 <sep> cavity <Tb> 8 <sep> bypass line <Tb> 9 <sep> flow guide <Tb> A <sep> rotor axis <Tb> D <sep> flow channel <Tb> H <sep> hot gases <tb> K, K <sep> Coolant flow <Tb> R <sep> direction of rotation <tb> S, S <sep> purge gas flow <tb> X <sep> Axial extent

Claims

1. A gas turbine arrangement having an annular space (5) axially delimited between a rotor unit (2) rotatable about a rotor axis (A) and at least one stationary component (1), into which a plurality of coolant outlet openings (A) are provided from the side of the at least one stationary component (1). 4), from each of which a coolant flow (K) in the annular space (5) can be discharged, which at least partially in coolant inlet openings (3) passes in the flow direction of the annular space (R) spreading coolant flow (K) in the rotor unit (2) are provided, characterized in that between the at least one stationary component (1) and the rotor unit (2) at least one ring seal arrangement (6) is provided, the annular space (5) of a flushed gas (S) pressurized, radially internal cavity (7) separates, and that within the at least one stationary component (1) at least one bypass line (8) is introduced, the relative to the coolant outlet openings (4) lying radially outward in the annular space (5) or in a radially outward to the annular space (5) adjoining area and a fluidic connection to the purge gas (S) pressurizable cavity (7),

2. Gas turbine arrangement according to claim 1, characterized in that within the at least one bypass line (8) at least one flow guide (9) is introduced, the flow in a twisting the bypass line (8) in the annular space (5) or in a radially outside to the annular space (5) subsequent area flowing purge gas flow (S) initiated.

3. Gas turbine arrangement according to claim 2, characterized in that the at least one flow guide (9) is designed in the form of a curved wing profile, along the bypass line (8) with a cavity (7) facing the profile leading edge and the annulus (5) facing Profile trailing edge is introduced.

4. Gas turbine arrangement according to claim 3, characterized in that the bypass line (8) is formed annular gap-shaped, and that a plurality of the flow guide elements (9) in the circumferential direction of the bypass line (8) is distributed such that in the circumferential direction in each case two adjacent flow guide elements (9 ) define a curved extending flow channel (D).

5. A gas turbine arrangement having an annular space (5) axially delimited between a rotor unit (2) rotatable about a rotor axis (A) and at least one stationary component (1), into which a plurality of coolant outlet openings (A) are provided from the side of the at least one stationary component (1). 4), from which in each case a coolant flow (K) into the annular space (5) can be discharged, which at least partially in coolant inlet openings (3) passes in the flow direction of the annular space (5) spreading coolant flow (K) in the rotor unit (2) are provided, characterized in that the stationary component (1) has a the annular space (5) axially facing boundary surface (1) on which in the circumferential direction of the annular space (5) a plurality on the boundary surface raised flow guide elements (9) is attached, each of which two adjacent flow guide elements (9) each oriented in the radial direction Durchströmun Limit laterally that the coolant outlet openings (4) in each case face the rotor unit (2) at the flow guide elements (9) into the annular space (5), and that a cavity (7) which can be pressurized with purge gas (S) radially inwardly of the annular space (5) medium or immediately adjacent, so that a purge gas flow (S) through the flow areas (D) directed radially outwards forms.

6. Gas turbine arrangement according to claim 5, characterized in that the flow guide elements (9) over an axial extent x on the boundary surface (1) of the stationary component (1) rise, and that the coolant outlet openings (4) relative to the boundary surface, the distance x exhibit.

7. Gas turbine arrangement according to claim 6, characterized in that x corresponds to at least half of an axial distance between the boundary surface (1) of the stationary component and the rotor unit (2).

8. Gas turbine arrangement according to one of claims 5 to 7, characterized in that the flow guide elements (9) are formed ripple-like and each having the shape of a curved wing profile.

9. Gas turbine arrangement according to one of claims 5 to 8, characterized in that the oriented in the radial direction flow areas (D) have a uniform curvature through which the purge gas flow (S) receives a swirl when passing through the flow areas.

10. Gas turbine arrangement according to one of claims 5 to 9, characterized in that the annular space (5) from the cavity (7) is separated by an annular seal arrangement.

11. Gas turbine arrangement according to one of claims 1 to 10, characterized in that the annular space (5) is separated by a radially outer ring seal assembly from the hot gas channel of a gas turbine stage.

12. Gas turbine arrangement according to one of claims 1 to 11, characterized in that the coolant flow is introduced axially into the annular space (5) in order to produce a possible twist-free flow in the annular space (5) for the coolant feed into the rotor.

13. Gas turbine arrangement according to one of claims 1 to 11, characterized in that the coolant flow is introduced at an angle of more than 30 ° in the circumferential direction in the annular space (5) to a swirling flow as possible in the annular space (5) for coolant feed to produce in the rotor.