DE102011051388A1

DE102011051388A1 - Rotor assembly for use in gas turbine engines and method of assembling same

Info

Publication number: DE102011051388A1
Application number: DE102011051388A
Authority: DE
Inventors: Eugenio Yegro Segovia
Original assignee: General Electric Co
Current assignee: General Electric Co
Priority date: 2010-06-30
Filing date: 2011-06-28
Publication date: 2012-01-05
Also published as: JP2012013080A; FR2962160A1; CN102383863A; US20120003091A1

Abstract

Es ist eine Rotoranordnung (32) zur Verwendung bei einer Turbine (18) geschaffen. Die Rotoranordnung (32) enthält eine Rotorwelle (22), wenigstens eine Laufscheibe (40), die mit der Rotorwelle derart gekoppelt ist, dass zwischen der Rotorwelle und der wenigstens einen Laufscheibe ein Kühlpfad (94) ausgebildet ist, wobei die wenigstens eine Laufscheibe einen im Wesentlichen zylindrischen Körper enthält, der sich zwischen einem radial inneren Rand (48) und einem radial äußeren Rand (50) erstreckt, wobei sich der Körper im Wesentlichen axial zwischen einer stromaufwärtigen Fläche (52) und einer stromabwärtigen Fläche (54) erstreckt, und eine Kühlanordnung (100), die mit der wenigstens einen Laufscheibe gekoppelt ist, wobei die Kühlanordnung eine erste Kühlplatte (102) enthält, die mit der stromabwärtigen Fläche derart gekoppelt ist, dass ein Kühlkanal (112) zwischen der ersten Kühlplatte und der stromabwärtigen Fläche derart gekoppelt ist, dass ein Kühlkanal (112) zwischen der ersten Kühlplatte und der stromabwärtigen Fläche ausgebildet ist, wobei der Kühlkanal konfiguriert ist, um ein Kühlfluid (96) aus dem Kühlpfad zu dem äußeren Rand zu leiten.A rotor assembly (32) is provided for use with a turbine (18). The rotor assembly (32) includes a rotor shaft (22), at least one rotor disk (40) coupled to the rotor shaft such that a cooling path (94) is formed between the rotor shaft and the at least one rotor disk, the at least one rotor disk forming one a substantially cylindrical body extending between a radially inner edge (48) and a radially outer edge (50), the body extending substantially axially between an upstream surface (52) and a downstream surface (54), and a cooling assembly (100) coupled to the at least one runner, the cooling assembly including a first cooling plate (102) coupled to the downstream face such that a cooling passage (112) between the first cooling plate and the downstream face coupled, that a cooling channel (112) is formed between the first cooling plate and the downstream surface, where at the cooling channel is configured to direct a cooling fluid (96) from the cooling path to the outer edge.

Description

HINTERGRUND ZU DER ERFINDUNGBACKGROUND TO THE INVENTION

Die hierin beschriebenen Ausführungsformen betreffen allgemein Gasturbinen und insbesondere eine Rotoranordnung, die bei Gasturbinen verwendet wird.The embodiments described herein relate generally to gas turbines, and more particularly to a rotor assembly used in gas turbines.

Wenigstens einige bekannte Gasturbinenantriebe enthalten eine Brennkammer, einen stromabwärts von der Brennkammer angeschlossenen Verdichter, eine Turbine und eine Rotoranordnung, die zwischen dem Verdichter und der Turbine drehbar angeschlossen ist. Wenigstens einige bekannte Rotoranordnungen enthalten eine Rotorwelle, wenigstens eine Laufscheibe, die mit der Rotorwelle gekoppelt ist, und mehrere in Umfangsrichtung beabstandete Rotorschaufeln oder Laufschaufeln, die mit jeder Laufscheibe gekoppelt sind. Jede Laufschaufel enthält ein Schaufelblatt, das sich von einer Laufschaufelplattform aus radial nach außen erstreckt. Wenigstens einige bekannte Laufschaufeln enthalten ferner einen Schwalbenschwanz, der sich radial nach innen von einem Schaft aus erstreckt, der sich zwischen der Plattform und dem Schwalbenschwanz erstreckt. Der Schwalbenschwanz wird verwendet, um die Laufschaufel in einer Laufscheibe zu montieren. Die Fußsegmente wenigstens einiger bekannter Laufschaufeln werden mit einer Laufscheibe mit dem Schwalbenschwanz gekoppelt, der in einen in der Laufscheibe ausgebildeten Schwalbenschwanzschlitz eingeführt wird.At least some known gas turbine engines include a combustor, a compressor connected downstream of the combustor, a turbine, and a rotor assembly rotatably connected between the compressor and the turbine. At least some known rotor assemblies include a rotor shaft, at least one rotor coupled to the rotor shaft, and a plurality of circumferentially spaced rotor blades or rotor blades coupled to each rotor. Each blade includes an airfoil extending radially outward from a blade platform. At least some known blades also include a dovetail extending radially inwardly from a shaft extending between the platform and the dovetail. The dovetail is used to mount the blade in a running disk. The foot segments of at least some known blades are coupled to a dovetail disk which is inserted into a dovetail slot formed in the rotor disk.

Bekannte Laufschaufeln sind hohl und enthalten einen inneren Kühlvorraum, der wenigstens teilweise durch das Schaufelblatt, die Plattform, den Schaft und den Schwalbenschwanz definiert ist. Die umlaufenden Turbinenschaufeln oder Laufschaufeln leiten Hochtemperaturfluide, wie beispielsweise Verbrennungsgase, durch die Turbine. Weil Turbinenantriebe gewöhnlich bei relativ hohen Temperaturen arbeiten, wird allgemein der Schaufelblattabschnitt der Rotorschaufeln oder Laufschaufeln höheren Temperaturen als der Fußabschnitt desselben Schaufelblattes ausgesetzt. Infolgedessen ist es üblich, dass sich Wärmegradienten ausbilden, wobei im Laufe der Zeit eine fortgesetzte Beaufschlagung mit den höheren Temperaturen bewirken kann, dass die Schaufelspitzen vorzeitig ausfallen. Derartige Ausfälle können einen Ersatz der beschädigten Turbinenschaufel erfordern und ein Abschalten der Turbine erfordern, um eine Reparatur oder einen Austausch der beschädigten Schaufel zu ermöglichen.Known blades are hollow and include an internal cooling vestibule defined at least in part by the airfoil, platform, shank, and dovetail. The rotating turbine blades or blades direct high temperature fluids, such as combustion gases, through the turbine. Because turbine engines usually operate at relatively high temperatures, generally, the airfoil portion of the rotor blades or blades is exposed to higher temperatures than the root portion of the same airfoil. As a result, it is common for thermal gradients to form, and over time, continued exposure to the higher temperatures may cause the blade tips to fail prematurely. Such failures may require replacement of the damaged turbine blade and require turbine shutdown to allow repair or replacement of the damaged blade.

An sich könnte eine Rotoranordnung, die eine verbesserte Kühlung einer Laufscheibe und einer Turbinenlaufschaufel erzielt, Instandhaltungskosten reduzieren und die betriebliche Lebensdauer der Rotoranordnung verlängern. Durch Verlängerung der Betriebslebensdauer der Rotoranordnung wird ermöglicht, die Betriebskosten der Gasturbine zu reduzieren.As such, a rotor assembly that achieves improved cooling of a rotor disk and a turbine blade could reduce maintenance costs and extend the operational life of the rotor assembly. By extending the service life of the rotor assembly, it is possible to reduce the operating costs of the gas turbine.

KURZE BESCHREIBUNG DER ERFINDUNGBRIEF DESCRIPTION OF THE INVENTION

In einem Aspekt ist ein Verfahren zur Montage einer Rotoranordnung zur Verwendung bei einem Turbinenantrieb geschaffen. Das Verfahren enthält ein Bereitstellen einer Rotorwelle und Koppeln wenigstens einer Laufscheibe mit der Rotorwelle, so dass zwischen der Rotorwelle und der Laufscheibe ein Kühlpfad ausgebildet ist. Die Laufscheibe enthält einen im Wesentlichen Körper, der eine stromaufwärtige und eine stromabwärtige Fläche aufweist, die sich zwischen einem radial inneren Rand und einem radial äußeren Rand erstrecken. Eine erste Kühlplatte ist mit der stromabwärtigen Fläche der Laufscheibe gekoppelt, um einen Kühlkanal zwischen der ersten Kühlplatte und der stromabwärtigen Fläche zu definieren. Der Kühlkanal ist konfiguriert, um ein Kühlfluid aus dem Kühlpfad zu dem äußeren Rand hin zu leiten.In one aspect, a method of assembling a rotor assembly for use with a turbine engine is provided. The method includes providing a rotor shaft and coupling at least one rotor to the rotor shaft such that a cooling path is formed between the rotor shaft and the rotor. The rotor disk includes a substantially body having an upstream and a downstream surface extending between a radially inner edge and a radially outer edge. A first cooling plate is coupled to the downstream surface of the rotor disk to define a cooling passage between the first cooling plate and the downstream surface. The cooling channel is configured to direct a cooling fluid out of the cooling path to the outer edge.

In einem weiteren Aspekt ist eine Rotoranordnung zur Verwendung bei einer Turbine geschaffen. Die Rotoranordnung enthält eine Rotorwelle und wenigstens eine Laufscheibe, die mit der Rotorwelle derart gekoppelt ist, dass zwischen der Rotorwelle und der Laufscheibe ein Kühlpfad ausgebildet ist. Die Laufscheibe enthält einen im Wesentlichen zylindrischen Körper, der sich zwischen einem radial inneren Rand und einem radial äußeren Rand erstreckt. Der Körper erstreckt sich im Wesentlichen in Axialrichtung zwischen einer stromaufwärtigen Fläche und einer stromabwärtigen Fläche. Eine Kühlanordnung ist mit der Laufscheibe gekoppelt. Die Kühlanordnung enthält eine erste Kühlplatte, die mit der stromabwärtigen Fläche derart gekoppelt ist, dass zwischen der ersten Kühlplatte und der stromabwärtigen Fläche ein Kühlkanal ausgebildet ist. Der Kühlkanal ist konfiguriert, um ein Kühlfluid aus dem Kühlpfad in Richtung auf den äußeren Rand zu leiten.In another aspect, a rotor assembly for use with a turbine is provided. The rotor assembly includes a rotor shaft and at least one rotor, which is coupled to the rotor shaft such that between the rotor shaft and the rotor disk, a cooling path is formed. The rotor disk includes a substantially cylindrical body extending between a radially inner edge and a radially outer edge. The body extends substantially axially between an upstream surface and a downstream surface. A cooling arrangement is coupled to the running disk. The cooling assembly includes a first cooling plate coupled to the downstream surface such that a cooling passage is formed between the first cooling plate and the downstream surface. The cooling channel is configured to direct a cooling fluid out of the cooling path toward the outer edge.

In einem weiteren Aspekt ist ein Gasturbinenantrieb geschaffen. Der Gasturbinenantrieb enthält einen Verdichter und eine Turbine, die mit dem Verdichter in Strömungsverbindung gekoppelt ist, um wenigstens einen Teil der durch den Verdichter ausgegebenen Luft zu empfangen. Mit der Turbine ist eine Rotorwelle drehfest gekoppelt. Wenigstens eine Laufscheibe ist mit der Rotorwelle derart gekoppelt, dass zwischen der Rotorwelle und der Laufscheibe ein Kühlpfad ausgebildet ist. Die Laufscheibe enthält einen im Wesentlichen zylindrischen Körper, der sich zwischen einem radial inneren Rand und einem radial äußeren Rand erstreckt. Der Körper erstreckt sich im Wesentlichen axial zwischen einer stromaufwärtigen Fläche und einer stromabwärtigen Fläche. Mit der Laufscheibe ist eine Kühlanordnung gekoppelt. Die Kühlanordnung enthält eine erste Kühlplatte, die mit der stromabwärtigen Fläche derart gekoppelt ist, dass zwischen der ersten Kühlplatte und der stromabwärtigen Fläche ein Kühlkanal ausgebildet ist. Der Kühlkanal ist konfiguriert, um ein Kühlfluid aus dem Kühlpfad zu dem äußeren Rand hin zu leiten.In another aspect, a gas turbine engine is provided. The gas turbine engine includes a compressor and a turbine coupled in fluid communication with the compressor to receive at least a portion of the air discharged through the compressor. With the turbine, a rotor shaft is rotatably coupled. At least one running disk is coupled to the rotor shaft such that a cooling path is formed between the rotor shaft and the running disk. The rotor disk includes a substantially cylindrical body extending between a radially inner edge and a radially outer edge. The body extends substantially axially between an upstream surface and a downstream surface. A cooling arrangement is coupled to the running disk. The cooling assembly includes a first cooling plate coupled to the downstream surface such that a cooling passage is formed between the first cooling plate and the downstream surface. The cooling channel is configured to direct a cooling fluid out of the cooling path to the outer edge.

KURZE BESCHREIBUNG DER ZEICHNUNGENBRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS

1 zeigt eine schematisierte Ansicht eines beispielhaften Turbinenantriebs. 1 shows a schematic view of an exemplary turbine engine.

2 zeigt eine im Schnitt dargestellte Teilansicht eines Abschnitts einer beispielhaften Rotoranordnung, die bei dem in 1 veranschaulichten Gasturbinenantrieb verwendet werden kann. 2 shows a partial sectional view of a portion of an exemplary rotor assembly, which in the in 1 illustrated gas turbine engine can be used.

3 zeigt eine vergrößerte, im Schnitt dargestellte Teilansicht eines Abschnitts der in 2 veranschaulichten Rotoranordnung. 3 shows an enlarged, sectional partial view of a portion of in 2 illustrated rotor assembly.

4 zeigt eine im Querschnitt dargestellte Teilansicht der in 3 veranschaulichten Rotoranordnung, aufgenommen entlang der Linie 4-4. 4 shows a partial cross-sectional view of the in 3 illustrated rotor assembly, taken along the line 4-4.

DETAILLIERTE BESCHREIBUNG DER ERFINDUNGDETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION

Die hierin beschriebenen beispielhaften Verfahren und Systeme überwinden Nachteile bekannter Rotoranordnungen, indem sie eine Laufscheibe bereitstellen, die eine verbesserte Kühlung über einer Oberfläche einer Laufscheibe und einer Reihe von Turbinenlaufschaufeln ermöglicht. Insbesondere ergeben die hier beschriebenen Ausführungsformen eine Laufscheibe, die eine Kühlanordnung enthält, die ein Kühlfluid aus einem Kühlpfad, der entlang einer Rotorwelle definiert ist, in Richtung auf die Turbinenlaufschaufeln leitet. In der beispielhaften Ausführungsform enthält die Kühlanordnung mehrere Leitschaufeln, die dem Kühlfluid eine Zentrifugalkraft vermitteln, um ein Leiten des Kühlfluids in Radialrichtung nach außen von der Rotorwelle zu unterstützen. Das Kühlfluid ermöglicht eine Reduktion einer Temperatur der Laufscheibe und der Turbinenlaufschaufeln, so dass auf diese Weise die Nutzungslebensdauer der Rotoranordnung verlängert wird.The exemplary methods and systems described herein overcome shortcomings of known rotor assemblies by providing a rotor disk that allows for improved cooling over a surface of a rotor disk and a series of turbine blades. In particular, the embodiments described herein provide a rotor disk including a cooling assembly that directs a coolant fluid from a cooling path defined along a rotor shaft toward the turbine rotor blades. In the exemplary embodiment, the cooling assembly includes a plurality of vanes that impart a centrifugal force to the cooling fluid to assist in directing the cooling fluid radially outward from the rotor shaft. The cooling fluid allows for a reduction in temperature of the rotor and turbine blades, thereby extending the useful life of the rotor assembly.

Wie hierin verwendet, bezieht sich der Ausdruck „stromaufwärts” auf ein vorderes oder Einlassende eines Gasturbinenantriebs, während sich der Ausdruck „stromabwärts” auf ein hinteres oder Düsenende des Gasturbinenantriebs bezieht.As used herein, the term "upstream" refers to a forward or inlet end of a gas turbine engine, while the term "downstream" refers to a rear or nozzle end of the gas turbine engine.

1 zeigt eine schematisierte Ansicht eines beispielhaften Turbinenantriebssystems 10. In der beispielhaften Ausführungsform enthält das Turbinenantriebssystem 10 einen Einlassabschnitt 12, einen Verdichterabschnitt 14, der stromabwärts von dem Einlassabschnitt 12 angeschlossen ist, einen Brennkammerabschnitt 16, der stromabwärts von dem Verdichterabschnitt 14 angeschlossen ist, einen Turbinenabschnitt 18, der stromabwärts von dem Brennkammerabschnitt 16 angeschlossen ist, und einen Auslassabschnitt 20. Der Turbinenabschnitt 18 ist mit dem Verdichterabschnitt 14 über eine Rotorwelle 22 verbunden. In der beispielhaften Ausführungsform enthält der Brennkammerabschnitt 16 mehrere Brennkammern 24. Der Brennkammerabschnitt 16 ist mit dem Verdichterabschnitt 14 derart gekoppelt, dass jede Brennkammer 24 in Strömungsverbindung mit dem Verdichterabschnitt 14 angeordnet ist. Eine Brennstoffdüsenanordnung 26 ist mit jeder Brennkammer 24 gekoppelt. Der Turbinenabschnitt 18 ist mit dem Verdichterabschnitt 14 und mit einer Last 28, wie beispielsweise, jedoch nicht darauf beschränkt, einem elektrischen Generator und/oder einer mechanischen Antriebseinrichtung, gekoppelt. In der beispielhaften Ausführungsform enthält jeder Verdichterabschnitt 14 und jeder Turbinenabschnitt 18 wenigstens eine Laufscheibenanordnung 30, die mit der Rotorwelle 22 gekoppelt ist, um eine Rotoranordnung 32 zu bilden. 1 shows a schematic view of an exemplary turbine drive system 10 , In the exemplary embodiment, the turbine drive system includes 10 an inlet section 12 , a compressor section 14 located downstream of the inlet section 12 is connected, a combustion chamber section 16 located downstream of the compressor section 14 is connected, a turbine section 18 located downstream of the combustor section 16 is connected, and an outlet section 20 , The turbine section 18 is with the compressor section 14 over a rotor shaft 22 connected. In the exemplary embodiment, the combustor section includes 16 several combustion chambers 24 , The combustion chamber section 16 is with the compressor section 14 coupled so that each combustion chamber 24 in flow communication with the compressor section 14 is arranged. A fuel nozzle assembly 26 is with each combustion chamber 24 coupled. The turbine section 18 is with the compressor section 14 and with a load 28 , for example, but not limited to, an electric generator and / or a mechanical drive device coupled. In the exemplary embodiment, each compressor section includes 14 and every turbine section 18 at least one pulley arrangement 30 connected to the rotor shaft 22 is coupled to a rotor assembly 32 to build.

Während des Betriebs leitet der Einlassabschnitt 12 Luft zu dem Verdichterabschnitt 14 hin, worin die Luft auf einen höheren Druck und eine höhere Temperatur verdichtet wird, bevor sie zu dem Brennkammerabschnitt 16 ausgegeben wird. Die verdichtete Luft wird mit Brennstoff vermischt und gezündet, um Verbrennungsgase zu erzeugen, die zu dem Turbinenabschnitt 18 geleitet werden. Insbesondere wird in den Brennkammern 24 ein Brennstoff, zum Beispiel Ergas und/oder Brennöl, in den Luftstrom injiziert, und das Brenstoff-Luft-Gemisch wird gezündet, um Hochtemperatur-Verbrennungsgase zu erzeugen, die zu dem Turbinenabschnitt 18 geleitet werden. Der Turbinenabschnitt 18 wandelt die Wärmeenergie aus dem Gasstrom in mechanische Rotationsenergie um, wenn die Verbrennungsgase dem Turbinenabschnitt 18 und der Rotoranordnung 32 Rotationsenergie vermitteln.During operation, the inlet section conducts 12 Air to the compressor section 14 in which the air is compressed to a higher pressure and higher temperature before going to the combustor section 16 is issued. The compressed air is mixed with fuel and ignited to produce combustion gases that go to the turbine section 18 be directed. In particular, in the combustion chambers 24 injected a fuel, for example, natural gas and / or fuel oil in the air flow, and the fuel-air mixture is ignited to produce high-temperature combustion gases, which are to the turbine section 18 be directed. The turbine section 18 Converts the heat energy from the gas stream into mechanical rotational energy when the combustion gases the turbine section 18 and the rotor assembly 32 Communicate rotational energy.

2 zeigt im Ausschnitt eine Schnittansicht eines Abschnitts einer beispielhaften Rotoranordnung 32, die bei dem Turbinenantriebssystem 10 verwendet werden kann. 3 zeigt eine vergrößerte Teilschnittansicht der Rotoranordnung 32. Identische Komponenten, die in 3 veranschaulicht sind, sind mit den gleichen, in 2 verwendeten Bezugszeichen bezeichnet. In der beispielhaften Ausführungsform enthält der Turbinenabschnitt 18 mehrere Stufen 34, die jeweils eine umlaufende Laufschaufelanordnung 30 und eine stationäre Reihe von Leitschaufeln 36 enthalten. In der beispielhaften Ausführungsform enthält jede Laufschaufelanordnung 30 mehrere Turbinenlaufschaufeln 38, die mit einer Laufscheibe 40 gekoppelt sind. Jede Laufscheibe 40 ist mit einer Rotorwelle, beispielsweise der Rotorwelle 22, gekoppelt. Ein Turbinengehäuse 42 erstreckt sich längs des Umfangs über den Turbinenlaufschaufeln 38 und den Leitschaufeln 36, so dass die Leitschaufeln 36 durch das Gehäuse 42 getragen sind. 2 shows in section a sectional view of a portion of an exemplary rotor assembly 32 involved in the turbine drive system 10 can be used. 3 shows an enlarged partial sectional view of the rotor assembly 32 , Identical components in 3 are illustrated with the same, in 2 used reference numerals. In the exemplary embodiment, the turbine section includes 18 several stages 34 , each having a revolving blade assembly 30 and a stationary row of vanes 36 contain. In the exemplary embodiment, each blade assembly includes 30 several turbine blades 38 that with a running disk 40 are coupled. Every running disk 40 is with a rotor shaft, for example, the rotor shaft 22 , coupled. A turbine housing 42 extends along the Circumference over the turbine blades 38 and the vanes 36 so that the vanes 36 through the housing 42 are worn.

In der beispielhaften Ausführungsform ist jede Laufscheibe 40 ringförmig, und jede Laufscheibe 40 enthält eine Mittelbohrung 44, die sich im Wesentlich axial durch diese hindurch erstreckt. Insbesondere erstreckt sich ein Scheibenkörper 46 von der Mittelbohrung 44 aus radial nach außen, und die Mittelbohrung 44 ist bemessen, um die Rotorwelle 22 hindurchführend aufzunehmen. Der Scheibenkörper 46 erstreckt sich in Radialrichtung zwischen einem radial inneren Rand 48 und einem radial äußeren Rand 50 und in Axialrichtung von einer stromaufwärtigen Fläche 52 bis zu einer gegenüberliegenden stromabwärtigen Fläche 54. Jede stromaufwärtige Fläche 52 und stromabwärtige Fläche 54 erstreckt sich zwischen dem inneren Rand 48 und dem äußeren Rand 50. Ein axialer Stützarm 56 ist zwischen benachbarten Laufscheiben 40 angeschlossen, um die Rotoranordnung 32 zu bilden.In the exemplary embodiment, each runner is 40 annular, and every running disk 40 contains a center hole 44 which extends substantially axially therethrough. In particular, a disk body extends 46 from the center hole 44 from radially outward, and the center hole 44 is sized to the rotor shaft 22 to carry it through. The disk body 46 extends radially between a radially inner edge 48 and a radially outer edge 50 and in the axial direction of an upstream surface 52 to an opposite downstream surface 54 , Each upstream surface 52 and downstream surface 54 extends between the inner edge 48 and the outer edge 50 , An axial support arm 56 is between adjacent pulleys 40 connected to the rotor assembly 32 to build.

Jede Turbinenlaufschaufel 38 ist mit dem äußeren Rand 50 der Laufscheibe 40 gekoppelt und erstreckt sich in Radialrichtung nach außen von dem Scheibenkörper 46 aus. Die Turbinenschaufeln 38 sind in Umfangsrichtung um die Laufscheibe 40 herum beabstandet angeordnet. Benachbarte Laufscheiben 40 sind derart ausgerichtet, dass zwischen jeder Reihe 59 der in Umfangsrichtung beabstandeten Turbinenlaufschaufel 38 ein Spalt 58 ausgebildet ist. Der Spalt 58 ist bemessen, um eine Reihe 60 von in Umfangsrichtung beabstandeten Leitschaufeln 36 aufzunehmen, die sich jeweils von dem Turbinengehäuse 42 nach innen zu der Rotorwelle 22 hin erstrecken. Insbesondere sind die Leitschaufeln 36 längs des Umfangs um die Rotorwelle 22 herum beabstandet angeordnet und ausgerichtet, um Verbrennungsgase stromabwärts in Richtung auf die Turbinenlaufschaufeln 38 zu leiten. Zwischen dem Turbinengehäuse 42 und jeder Laufscheibe 40 ist ein Heißgaspfad 61 ausgebildet. Jede Reihe 59 und 60 von Turbinenschaufeln 38 und Leitschaufeln 36 erstreckt sich wenigstens teilweise durch einen Abschnitt des Heißgaspfades 61 hindurch.Every turbine blade 38 is with the outer edge 50 the running disk 40 coupled and extends in the radial direction outwardly from the disk body 46 out. The turbine blades 38 are circumferentially around the running disk 40 spaced around. Adjacent discs 40 are aligned such that between each row 59 the circumferentially spaced turbine blade 38 A gap 58 is trained. The gap 58 is sized to a number 60 circumferentially spaced vanes 36 each receiving from the turbine housing 42 inside to the rotor shaft 22 extend. In particular, the vanes 36 along the circumference around the rotor shaft 22 spaced apart and aligned to exhaust combustion gases downstream toward the turbine blades 38 to lead. Between the turbine housing 42 and every running disk 40 is a hot gas path 61 educated. Every row 59 and 60 of turbine blades 38 and vanes 36 extends at least partially through a portion of the hot gas path 61 therethrough.

In der beispielhaften Ausführungsform erstreckt sich jede Turbinenlaufschaufel 38 radial nach außen von der Laufscheibe 40 und enthält ein Schaufelblatt 62, eine Plattform 64, einen Schaft 66 und einen Schwalbenschwanz 68. Die Plattform 64 erstreckt sich zwischen dem Schaufelblatt 62 und dem Schaft 66 derart, dass sich jedes Schaufelblatt 62 von der Plattform 64 aus radial nach außen zu dem Turbinengehäuse 42 hin erstreckt. Der Schaft 66 erstreckt sich von der Plattform 64 aus radial nach innen zu dem Schwalbenschwanz 68 hin. Der Schwalbenschwanz 68 erstreckt sich von dem Schaft 66 aus radial nach innen und ermöglicht den Turbinenlaufschaufeln 38, mit der Laufscheibe 40 sicher verbunden zu werden. Eine Schaftseitenwand 70 erstreckt sich zwischen einer vorderen Deckplatte 72 und einer hinteren Deckplatte 74. Die Schaftseitenwand 70 ist in Bezug auf die vordere Deckplatte 72 und die hintere Deckplatte 74 vertieft, so dass, wenn die Turbinenschaufeln 38 mit der Laufscheibe 40 gekoppelt sind, ein Schaftvoraum 76 zwischen in Umfangsrichtung benachbarten Schaftseitenwänden 70 definiert ist. In einer Ausführungsform ist durch den Schaft 66 und das Schaufelblatt 68 hindurch ein ringförmiger Durchgang 78 definiert, der sich von der Laufscheibe 40 zu der Plattform 64 erstreckt. Der Durchgang 78 ermöglicht es, eine Kühlfluidströmung von dem äußeren Rand 50 der Laufscheibe zu der Plattform 64 hin zu leiten. In der beispielhaften Ausführungsform erstreckt sich ein vorderer Engelsflügel (Dichtungsfortsatz) 80 nach außen von der vorderen Deckplatte 72 aus, um eine Abdichtung eines vorderen Pufferhohlraums 82 zu ermöglichen, der zwischen der stromaufwärtigen Fläche 52 der Laufscheibe und der Leitschaufel 36 definiert ist. Ein hinterer Engelsflügel 84 erstreckt sich nach außen von einer hinteren Deckplatte 74 aus, um eine Abdichtung eines hinteren Pufferhohlraums 86 zu ermöglichen, der zwischen der stromabwärtigen Fläche 54 der Laufscheibe und der Leitschaufel 36 definiert ist. In der beispielhaften Ausführungsform erstreckt sich ein vorderer unterer Engelsflügel 88 nach außen von der vorderen Deckplatte 72 aus, um eine Abdichtung zwischen der Turbinenlaufschaufel 38 und der Laufscheibe 40 zu ermöglichen. Insbesondere ist der vordere untere Engelsflügel 88 zwischen dem Schwalbenschwanz 68 und dem vorderen Engelsflügel 80 positioniert.In the exemplary embodiment, each turbine blade extends 38 radially outward from the disk 40 and contains an airfoil 62 , a platform 64 a shaft 66 and a swallowtail 68 , The platform 64 extends between the airfoil 62 and the shaft 66 such that each airfoil 62 from the platform 64 from radially outward to the turbine housing 42 extends. The shaft 66 extends from the platform 64 from radially inward to the dovetail 68 out. The swallowtail 68 extends from the shaft 66 from radially inward and allows the turbine blades 38 , with the running disk 40 to be connected securely. A shaft sidewall 70 extends between a front cover plate 72 and a rear cover plate 74 , The shaft side wall 70 is in relation to the front cover plate 72 and the back cover plate 74 deepened, so when the turbine blades 38 with the running disk 40 coupled, a Schaftvoraum 76 between circumferentially adjacent shaft sidewalls 70 is defined. In one embodiment, by the shaft 66 and the blade 68 through an annular passage 78 defined, extending from the running disk 40 to the platform 64 extends. The passage 78 allows cooling fluid flow from the outer edge 50 the running disk to the platform 64 to lead. In the exemplary embodiment, a front angel wing (gasket extension) extends 80 outward from the front cover plate 72 off to a seal of a front buffer cavity 82 to allow the between the upstream surface 52 the rotor and the vane 36 is defined. A back angel wing 84 extends outward from a rear cover plate 74 off to a seal of a rear buffer cavity 86 to allow the between the downstream surface 54 the rotor and the vane 36 is defined. In the exemplary embodiment, a front lower angel wing extends 88 outward from the front cover plate 72 off to a seal between the turbine blade 38 and the running disk 40 to enable. In particular, the front lower angel wing 88 between the dovetail 68 and the front angel wing 80 positioned.

Der innere Laufscheibenrand 48 ist in einem Abstand radial außen zu der Rotorwelle 62 beabstandet angeordnet, so dass zwischen einer Außenfläche 92 der Rotorwelle 22 und dem inneren Rand 48 ein Spalt 90 definiert ist. Die Laufscheiben 40 sind miteinander derart gekoppelt, dass zwischen der Rotorwelle 22 und jeder Laufscheibe 40 ein Kühlströmungspfad 94 definiert ist. Der Kühlströmungspfad 94 ist konfiguriert, um ein Leiten einer Strömung eines Kühlfluids 96 von dem Verdichterabschnitt 14 durch den Turbinenabschnitt 18 hindurch zu ermöglichen. Eine Kühlanordnung 100 ist mit wenigstens einer Laufscheibe 40 gekoppelt, um bei der Leitung des Kühlfluids aus dem Kühlfluidpfad 94 in Richtung auf die Turbinenschaufeln 38 verwendet zu werden. Insbesondere leitet die Kühlanordnung 100 in der beispielhaften Ausführungsform das Kühlfluid 96 von dem inneren Laufscheibenrand 48 zu dem äußeren Rand 50 hin.The inner edge of the rotor 48 is at a distance radially outward to the rotor shaft 62 spaced so that between an outer surface 92 the rotor shaft 22 and the inner edge 48 A gap 90 is defined. The running wheels 40 are coupled together such that between the rotor shaft 22 and every running disk 40 a cooling flow path 94 is defined. The cooling flow path 94 is configured to direct a flow of a cooling fluid 96 from the compressor section 14 through the turbine section 18 through. A cooling arrangement 100 is with at least one running disk 40 coupled to guide the cooling fluid out of the cooling fluid path 94 towards the turbine blades 38 to be used. In particular, the cooling arrangement conducts 100 in the exemplary embodiment, the cooling fluid 96 from the inner edge of the rotor 48 to the outer edge 50 out.

In der beispielhaften Ausführungsform enthält die Kühlanordnung 100 eine erste Kühlplatte 102 und eine zweite Kühlplatte 104. Die erste Kühlplatte 102 ist mit der stromabwärtigen Fläche 54 der Laufscheibe gekoppelt, und die zweite Kühlplatte ist mit der stromaufwärtigen Laufscheibenfläche 52 gekoppelt. Die erste Kühlplatte 102 enthält eine erste Kühlscheibe 106, die sich zwischen einem inneren Abschnitt 108 und einem radial äußeren Abschnitt 110 erstreckt. Die erste Kühlscheibe 106 enthält eine durch den inneren Abschnitt 108 definierte Bohrung 111. Die Bohrung 111 ist bemessen, um die Rotorwelle 22 aufzunehmen. In der beispielhaften Ausführungsform erstreckt sich die erste Kühlscheibe 106 von dem inneren Rand 48 zu dem äußeren Rand 50 über der stromabwärtigen Fläche 54 und ist im Abstand d₁ zu der Laufscheibe 40 beabstandet angeordnet, so dass zwischen einer Innenfläche 114 der ersten Kühlscheibe 106 und der stromabwärtigen Laufscheibenfläche 54 ein Kühlkanal 112 definiert ist. Zwischen der stromabwärtigen Laufscheibenfläche 54 und dem inneren Abschnitt 108 ist eine Einlassöffnung 116 definiert, und eine Auslassöffnung 118 ist zwischen der stromabwärtigen Fläche 54 und dem äußeren Abschnitt 110 definiert. In der beispielhaften Ausführungsform erstreckt sich der Kühlkanal 112 zwischen den Einlassöffnungen 116 und 118, um zur Leitung des Kühlfluids 96 von der Einlassöffnung 116 durch die Auslassöffnung 118 verwendet zu werden. Die Einlassöffnung 116 ermöglicht dem Kühlfluid 96, in den Kühlkanal 112 hinein von dem Kühlströmungspfad 94 aus geleitet zu werden. Die erste Kühlscheibe 106 ist im Wesentlichen parallel zu der stromabwärtigen Fläche 54 der Laufscheibe ausgerichtet, so dass der Kühlkanal 112 eine im Wesentlichen einheitliche Weite w von dem inneren Abschnitt 108 bis zu dem äußeren Abschnitt 110 aufweist. In der beispielhaften Ausführungsform umgibt der innere Abschnitt 108 im Wesentlichen die Außenfläche 92 der Rotorwelle und ist in einem Abstand d₂ radial zu der Außenfläche 92 beabstandet angeordnet, so dass wenigstens ein Abschnitt des Kühlströmungspfads 94 zwischen der ersten Kühlplatte 102 und der Rotorwelle 22 definiert ist. Die erste Kühlplatte 102 leitet wenigstens einen Teil des Kühlfluids 96 von dem Kühlströmungspfad 94 durch den Kühlkanal 112 zu dem äußeren Rand 50 der Laufscheibe hin, um eine Kühlung der Laufscheibe 40 und aller Turbinenlaufschaufeln 38 zu ermöglichen. In einer Ausführungsform erstreckt sich ein Flansch 120 radial nach innen von dem inneren Abschnitt 108 aus in Richtung auf die Rotorwelle 22.In the exemplary embodiment, the cooling arrangement includes 100 a first cooling plate 102 and a second cooling plate 104 , The first cooling plate 102 is with the downstream surface 54 coupled to the rotor disk, and the second cooling plate is with the upstream disk surface 52 coupled. The first cooling plate 102 contains a first cooling disk 106 that is between an inner section 108 and a radially outer portion 110 extends. The first cooling disk 106 contains one through the inner section 108 defined hole 111 , The hole 111 is sized to the rotor shaft 22 take. In the exemplary embodiment, the first cooling disk extends 106 from the inner edge 48 to the outer edge 50 over the downstream surface 54 and is at a distance d ₁ to the running disk 40 spaced so that between an inner surface 114 the first cooling disk 106 and the downstream disk surface 54 a cooling channel 112 is defined. Between the downstream disk surface 54 and the inner section 108 is an inlet opening 116 defined, and an outlet opening 118 is between the downstream surface 54 and the outer section 110 Are defined. In the exemplary embodiment, the cooling channel extends 112 between the inlet openings 116 and 118 to lead the cooling fluid 96 from the inlet opening 116 through the outlet opening 118 to be used. The inlet opening 116 allows the cooling fluid 96 , in the cooling channel 112 in from the cooling flow path 94 to be guided out. The first cooling disk 106 is substantially parallel to the downstream surface 54 aligned with the rotor, leaving the cooling channel 112 a substantially uniform width w from the inner portion 108 to the outer section 110 having. In the exemplary embodiment, the inner portion surrounds 108 essentially the outer surface 92 the rotor shaft and is at a distance d ₂ radially to the outer surface 92 spaced so that at least a portion of the cooling flow path 94 between the first cooling plate 102 and the rotor shaft 22 is defined. The first cooling plate 102 conducts at least a portion of the cooling fluid 96 from the cooling flow path 94 through the cooling channel 112 to the outer edge 50 the rotor towards a cooling of the rotor 40 and all turbine blades 38 to enable. In one embodiment, a flange extends 120 radially inward of the inner portion 108 out in the direction of the rotor shaft 22 ,

In der beispielhaften Ausführungsform sind mehrere Leitschaufeln 122 zwischen der Laufscheibe 40 und der ersten Kühlscheibe 106 angeschlossen. Die Leitschaufeln 122 sind in Umfangsrichtung voneinander beabstandet, und jede erstreckt sich zwischen dem inneren Scheibenabschnitt 108 und dem äußeren Abschnitt 110. Die Leitschaufeln 122 üben eine Zentrifugalkraft auf das Kühlfluid 96 aus, das in die Eingangsöffnung 116 des Kühlkanals 112 eintrifft. Der Kühlkanal 112 leitet das Kühlfluid 96 von der Einlassöffnung 116 zu der Auslassöffnung 118. Die Einlassöffnung 116 ist zwischen einem Paar in Umfangsrichtung benachbarter Leitschaufeln 122 definiert. Insbesondere sind die Einlassöffnungen 116 in der beispielhaften Ausführungsform benachbart zu dem inneren Abschnitt 108 angeordnet. Die Auslassöffnungen 118 sind zwischen benachbarten Leitschaufeln 122 definiert, so dass jede Auslassöffnung 118 benachbart zu dem äußeren Abschnitt 110 angeordnet ist.In the exemplary embodiment, multiple vanes are included 122 between the rotor 40 and the first cooling disk 106 connected. The vanes 122 are circumferentially spaced from one another and each extends between the inner disc portion 108 and the outer section 110 , The vanes 122 exert a centrifugal force on the cooling fluid 96 out into the entrance opening 116 of the cooling channel 112 arrives. The cooling channel 112 conducts the cooling fluid 96 from the inlet opening 116 to the outlet opening 118 , The inlet opening 116 is between a pair of circumferentially adjacent vanes 122 Are defined. In particular, the inlet openings 116 in the exemplary embodiment adjacent to the inner portion 108 arranged. The outlet openings 118 are between adjacent vanes 122 defined so that each outlet opening 118 adjacent to the outer section 110 is arranged.

Die Kühlplatte 104 ist mit der Laufscheibe 40 gekoppelt und in einem Abstand d₃ zu der stromaufwärtigen Fläche 52 beabstandet angeordnet, so dass ein Rückluftkanal 124 zwischen der Kühlplatte 104 und der stromaufwärtigen Fläche 52 definiert ist. In der beispielhaften Ausführungsform enthält die Kühlplatte 104 eine zweite Kühlscheibe 126. Die zweite Kühlscheibe 126 enthält einen inneren Abschnitt 128 und einen radial äußeren Abschnitt 130. Durch den inneren Abschnitt 128 ist eine Bohrung 131 definiert, die bemessen ist, um die Rotorwelle 22 aufzunehmen. Der äußere Abschnitt 130 ist benachbart zu dem äußeren Rand 50 der Laufscheibe positioniert. Der innere Abschnitt 158 umgibt die Rotorwelle 22. Der innere Rand 48 der Laufscheibe ist näher an der Außenfläche 92 positioniert als der innere Abschnitt 128. Der Rückluftkanal 124 streckt sich zwischen einer Rücklufteinlassöffnung 132 und einer Rückluftauslassöffnung 134. Die Rücklufteinlassöffnung 132 ist zwischen dem äußeren Abschnitt 130 und der stromaufwärtigen Fläche 52 definiert. Die Rückluftauslassöffnung 134 ist zwischen dem inneren Abschnitt 128 und der stromaufwärtigen Fläche 52 definiert. Der Rückluftkanal 124 ermöglicht dem Kühlfluid 96, von dem äußeren Rand 50 der Laufscheibe zu dem Kühlströmungspfad 94 geleitet zu werden.The cooling plate 104 is with the running disk 40 coupled and at a distance d ₃ to the upstream surface 52 spaced so that a return air duct 124 between the cooling plate 104 and the upstream surface 52 is defined. In the exemplary embodiment, the cooling plate includes 104 a second cooling disk 126 , The second cooling disk 126 contains an inner section 128 and a radially outer portion 130 , Through the inner section 128 is a hole 131 defined, which is dimensioned to the rotor shaft 22 take. The outer section 130 is adjacent to the outer edge 50 positioned the running disk. The inner section 158 surrounds the rotor shaft 22 , The inner edge 48 the rotor is closer to the outer surface 92 positioned as the inner section 128 , The return air duct 124 stretches between a return air inlet opening 132 and a return air outlet opening 134 , The return air inlet opening 132 is between the outer section 130 and the upstream surface 52 Are defined. The return air outlet opening 134 is between the inner section 128 and the upstream surface 52 Are defined. The return air duct 124 allows the cooling fluid 96 , from the outer edge 50 the running disk to the cooling flow path 94 to be guided.

In der beispielhaften Ausführungsform enthält die Kühlanordnung 100 einen oberen Kühlflansch 136, der sich zwischen den Kühlplatten 102 und 104 derart erstreckt, dass der Kühlkanal 112 mit dem Rückluftkanal 124 in Strömungsverbindung steht. Ein Kanal 138 ist zwischen dem äußeren Abschnitt 110 der Kühlplatte und dem äußeren Abschnitt 130 der Kühlplatte definiert. Der Kanal 138 bildet einen Teil eines Kühlkreislaufs 140 zur Verwendung bei der Leitung des Kühlfluids 96 von dem Kühlkanal 112 zu dem Rückluftkanal 124.In the exemplary embodiment, the cooling arrangement includes 100 an upper cooling flange 136 that is between the cooling plates 102 and 104 such that the cooling channel 112 with the return air duct 124 is in flow communication. A channel 138 is between the outer section 110 the cooling plate and the outer section 130 the cooling plate defined. The channel 138 forms part of a cooling circuit 140 for use in conducting the cooling fluid 96 from the cooling channel 112 to the return air duct 124 ,

Während des Betriebs verdichtetet der Verdichterabschnitt 14 (wie in 1 veranschaulicht) Luft und ergibt verdichtete Luft zu dem Brennkammerabschnitt 16 (wie in 1 veranschaulicht) und zu dem Turbinenabschnitt 18 ab. Der Großteil der von dem Verdichterabschnitt 14 abgegebenen Luft wird zu dem Brennkammerabschnitt 16 geleitet, und ein kleinerer Anteil der aus dem Verdichterabschnitt 14 ausgegebenen Luft wird stromabwärts zu dem Turbinenabschnitt 18 zur Verwendung bei der Kühlung der Rotoranordnung 32 geleitet. Insbesondere wird ein erster Strömungsstrang 142 verdichteter Druckluft zu den (in 1 veranschaulichten) Brennkammern 24 geleitet, in denen die Luft mit Brennstoff vermischt und gezündet wird, um Hochtemperatur-Verbrennungsgase 142 zu erzeugen. Die Verbrennungsgase 142 werden zu dem Heißgaspfad 61 hin geleitet, worin die Gase 142 auf die Turbinenlaufschaufeln 38 und die Leitschaufeln 36 auftreffen, um bei der Ausübung einer Rotationskraft auf die Rotoranordnung 32 zu helfen. Die verdichtete Luft tritt ferner in einen zweiten Strömungsstrang 144 ein, um als das Kühlfluid 96 verwendet zu werden. Aus dem Strömungsstrang 144 abgegebene Luft wird in den Kühlströmungspfad 94 zwischen der Rotorwelle 22 und den Laufscheiben 40 geleitet. Während die Rotoranordnung 32 rotiert, richtet die Kühlanordnung 100 wenigstens einen Teil der aus dem Strömungsstrang 144 abgegebenen Luft von dem Kühlströmungspfad 94 nach außen durch jeden Kühlkanal 112 in Richtung auf den äußeren Rand 50 der Laufscheibe.During operation, the compressor section compacts 14 (as in 1 3 illustrates) air and provides compressed air to the combustor section 16 (as in 1 illustrated) and to the turbine section 18 from. The majority of the compressor section 14 discharged air becomes the combustion chamber portion 16 passed, and a smaller proportion of the from the compressor section 14 discharged air becomes downstream of the turbine section 18 for use in cooling the rotor assembly 32 directed. In particular, a first flow string 142 compacted Compressed air to the (in 1 illustrated) combustion chambers 24 in which the air is mixed with fuel and ignited to high-temperature combustion gases 142 to create. The combustion gases 142 become the hot gas path 61 directed, wherein the gases 142 on the turbine blades 38 and the vanes 36 impinge upon applying a rotational force to the rotor assembly 32 to help. The compressed air also enters a second flow train 144 one to as the cooling fluid 96 to be used. Out of the flow stream 144 discharged air is in the cooling flow path 94 between the rotor shaft 22 and the pulleys 40 directed. While the rotor assembly 32 rotates, directs the cooling arrangement 100 at least part of the flow stream 144 discharged air from the cooling flow path 94 outwards through each cooling channel 112 towards the outer edge 50 the running disk.

4 zeigt einen Ausschnitt einer Querschnittsansicht der Rotoranordnung 32 entlang der Schnittlinie 4-4. In 4 veranschaulichte identische Komponenten sind mit den gleichen Bezugszeichen bezeichnet, wie sie in 2 und 3 verwendet werden. In der beispielhaften Ausführungsform erstrecken sich die Leitschaufeln 122 zwischen dem inneren Abschnitt 108 und dem äußeren Abschnitt 110 der ersten Kühlplatte 102. Ein Einlassrand 150 jeder Leitschaufel 122 ist im Abstand in Umfangsrichtung über der Bohrung 111 angeordnet, die durch den inneren Abschnitt 108 definiert ist. Die Bohrung 111 ist bemessen, um darin die Rotorwelle 22 aufzunehmen, so dass der Kühlströmungspfad 94 längs des Umfangs zwischen der Rotorwelle 22 und der ersten Kühlplatte 102 ausgebildet ist. Jede Leitschaufel 122 enthält eine Druckseite 152 und eine entgegengesetzte Saugseite 154. Jede Druckseite 152 und jede Saugseite 154 erstrecken sich zwischen dem Einlassrand 150 und einem Auslassrand 156. Jedes Paar in Umfangsrichtung beabstandeter benachbarter Leitschaufeln 122 ist derart voneinander beabstandet, dass ein Kühlkanal 158 zwischen der Einlassöffnung 116 und der Auslassöffnung 118 ausgebildet ist. Jeder Kühlkanal 158 ist ferner zwischen der ersten Kühlscheibe 106 und der stromabwärtigen Fläche 54 (wie in 2 veranschaulicht) ausgebildet. Jede Einlassöffnung 116 erstreckt sich zwischen einer Druckseite 152 und einer benachbarten Saugseite 154 der Leitschaufel 122 an dem Einlassrand 150. Jede Auslassöffnung 118 erstreckt sich zwischen der Druckseite 152 und einer benachbarten Saugseite 154 an dem Auslassrand 156. Die Einlassöffnung 116 weist eine erste Weite 116 auf, die kleiner ist als eine zweite Weite 162 der Auslassöffnung 118. Jede Leitschaufel 122 ist mit einer bogenförmigen Gestalt ausgebildet und derart ausgerichtet, dass der Kühlkanal 158 mit einer spiralförmigen Gestalt ausgebildet ist, die von dem inneren Abschnitt 108 zu dem äußeren Abschnitt 110 hin nach außen divergiert. In einer Ausführungsform sind mehrere Turbulatoren 164, beispielsweise Flügel und/oder Rippen, mit der stromabwärtigen Fläche 54 und/oder mit der ersten Kühlscheibe 106 innerhalb des Kühlkanals 158 gekoppelt, um eine Wärmeübertragung von der Laufscheibe 40 auf das Kühlfluid 96 zu unterstützen. 4 shows a section of a cross-sectional view of the rotor assembly 32 along the section 4-4. In 4 illustrated identical components are denoted by the same reference numerals as in 2 and 3 be used. In the exemplary embodiment, the vanes extend 122 between the inner section 108 and the outer section 110 the first cooling plate 102 , An inlet edge 150 every vane 122 is at a distance in the circumferential direction over the hole 111 arranged through the inner section 108 is defined. The hole 111 is sized to fit in the rotor shaft 22 so that the cooling flow path 94 along the circumference between the rotor shaft 22 and the first cooling plate 102 is trained. Each vane 122 contains a print page 152 and an opposite suction side 154 , Each print page 152 and every suction side 154 extend between the inlet edge 150 and an outlet rim 156 , Each pair of circumferentially spaced adjacent vanes 122 is spaced apart such that a cooling channel 158 between the inlet opening 116 and the outlet opening 118 is trained. Each cooling channel 158 is further between the first cooling disk 106 and the downstream surface 54 (as in 2 illustrated). Each inlet opening 116 extends between a print page 152 and a neighboring suction side 154 the vane 122 at the inlet edge 150 , Each outlet opening 118 extends between the pressure side 152 and a neighboring suction side 154 at the outlet edge 156 , The inlet opening 116 has a first width 116 which is smaller than a second width 162 the outlet opening 118 , Each vane 122 is formed with an arcuate shape and aligned such that the cooling channel 158 is formed with a spiral shape, that of the inner portion 108 to the outer section 110 diverged outwards. In one embodiment, there are multiple turbulators 164 For example, wings and / or ribs, with the downstream surface 54 and / or with the first cooling disk 106 within the cooling channel 158 coupled to a heat transfer from the running disk 40 on the cooling fluid 96 to support.

Während des Betriebs wird das Kühlfluid 96 in die Kühlkanäle 158 hinein durch jede Einlassöffnung 116 geleitet. Während das Kühlfluid 96 in die Einlassöffnungen 116 eintritt, bewirkt eine Drehung der Rotoranordnung 32, dass die Leitschaufeln 122 dem Kühlfluid 96 eine Zentrifugalkraft verleihen, so dass ein Druck des Kühlfluids 96 innerhalb jedes Kanals 158 erhöht wird. Während die Zentrifugalkraft auf das Kühlfluid 96 einwirkt, wird ein Differenzdruck innerhalb des Kühlfluids 96 zwischen der Einlassöffnung 116 und der Auslassöffnung 118 erzeugt. Die Kühlkanäle 158 geben das Kühlfluid 96 nach außen von der Einlassöffnung 116 zu der Auslassöffnung 118 aus. Das Kühlfluid 96 ermöglicht eine Konvektionskühlung der Laufscheibe 40, während das Fluid 96 über der stromabwärtigen Fläche 54 geleitet wird. Das Kühlfluid 96 prallt gegen den Stützarm 56, um eine Kühlung des äußeren Randes 50 der Laufscheibe und des Stützarms 56 zu ermöglichen. In einer Ausführungsform wird wenigstens ein Teil des Kühfluids 96 in jeden Laufschaufeldurchgang 58 eingeleitet, um eine Kühlung der Schäfte 66 und der Plattformen 64 zu ermöglichen.During operation, the cooling fluid 96 in the cooling channels 158 in through each inlet opening 116 directed. While the cooling fluid 96 in the inlet openings 116 enters, causes a rotation of the rotor assembly 32 that the vanes 122 the cooling fluid 96 impart a centrifugal force, so that a pressure of the cooling fluid 96 within each channel 158 is increased. While the centrifugal force on the cooling fluid 96 acts, a differential pressure within the cooling fluid 96 between the inlet opening 116 and the outlet opening 118 generated. The cooling channels 158 give the cooling fluid 96 to the outside from the inlet opening 116 to the outlet opening 118 out. The cooling fluid 96 allows convection cooling of the rotor 40 while the fluid 96 over the downstream surface 54 is directed. The cooling fluid 96 bounces against the support arm 56 to cool the outer edge 50 the running disk and the support arm 56 to enable. In one embodiment, at least a portion of the cooling fluid 96 in every blade passage 58 initiated to a cooling of the shafts 66 and the platforms 64 to enable.

Die vorstehend beschriebene Rotoranordnung ermöglicht eine Reduktion einer Betriebstemperatur einer Gasturbine. Insbesondere wird durch Bereitstellung einer Rotoranordnung, die eine mit einer Außenfläche einer Laufscheibe gekoppelte Kühlanordnung aufweist, ein Kühlfluid von einer Rotorwelle aus radial nach außen zu einer Turbinenlaufschaufel hin geleitet, um eine Kühlung der Rotoranordnung zu ermöglichen. Durch Montage einer Kühlanordnung, die mehrere Kühlkanäle enthält, ermöglicht außerdem eine durch eine Drehung der Rotoranordnung erzeugte Zentrifugalkraft ein Leiten eines Kühlfluids durch die Kühlkanäle, um eine Betriebstemperatur der Rotoranordnung zu reduzieren. Außerdem wird durch Bereitstellung einer Rotoranordnung mit einer Kühlanordnung die Kühlung einer Laufscheibe gegenüber bekannten Rotoranordnungen, die kein Kühlfluid von der Rotorwelle zu den Turbinenschaufeln leiten, gesteigert. An sich wird ermöglicht, die Instandhaltungskosten des Gasturbinenantriebssystems zu reduzieren.The above-described rotor arrangement enables a reduction of an operating temperature of a gas turbine. In particular, by providing a rotor assembly having a cooling assembly coupled to an outer surface of a rotor disk, a cooling fluid is directed radially outwardly from a rotor shaft toward a turbine blade to permit cooling of the rotor assembly. In addition, by mounting a cooling assembly that includes a plurality of cooling channels, centrifugal force generated by rotation of the rotor assembly facilitates directing a cooling fluid through the cooling channels to reduce an operating temperature of the rotor assembly. Additionally, by providing a rotor assembly having a cooling assembly, cooling of a rotor disk over known rotor assemblies that do not conduct cooling fluid from the rotor shaft to the turbine blades is enhanced. As such, it is possible to reduce the maintenance costs of the gas turbine engine system.

Beispielhafte Ausführungsformen einer Rotoranordnung zur Verwendung in einem Gasturbinenantrieb und eines Verfahrens zur Montage derselben sind vorstehend in Einzelheiten beschrieben. Die Verfahren und Vorrichtungen sind nicht auf die hierin beschriebenen speziellen Ausführungsformen beschränkt, so dass vielmehr Komponenten der Systeme und/oder Schritte des Verfahrens unabhängig und gesondert von anderen hierin beschriebenen Komponenten und/oder Schritten verwendet werden können. Zum Beispiel können die Verfahren und Vorrichtungen auch in Kombination mit anderen Verbrennungssystemen und Verfahren verwendet werden, und sie sind nicht darauf beschränkt, nur mit der Turbinenantriebsanordnung, wie sie hierin beschrieben ist, in die Praxis umgesetzt zu werden. Vielmehr kann die beispielhafte Ausführungsform in Verbindung mit vielen anderen Verbrennungssystemanwendungen realisiert und verwendet werden.Exemplary embodiments of a rotor assembly for use in a gas turbine engine and method of assembling same are described in detail above. The methods and apparatus are not limited to the specific embodiments described herein, but rather components of the Systems and / or steps of the method can be used independently and separately from other components and / or steps described herein. For example, the methods and apparatuses may also be used in combination with other combustion systems and methods, and are not limited to being practiced only with the turbine drive assembly as described herein. Rather, the exemplary embodiment may be implemented and used in conjunction with many other combustion system applications.

Obwohl spezielle Merkmale verschiedener Ausführungsformen der Erfindung in einigen Zeichnungen veranschaulicht sein können und in anderen nicht, dient dies nur der Zweckdienlichkeit. Außerdem sollen Bezugnahmen auf „eine Ausführungsform” in der vorstehenden Beschreibung nicht derart interpretiert werden, als würden sie die Existenz weiterer Ausführungsformen ausschließen, die die angegebenen Merkmale ebenfalls enthalten. Gemäß den Prinzipien der Erfindung kann jedes Merkmal aus einer Zeichnung in Kombination mit einem beliebigem Merkmal aus irgendeiner anderen Zeichnung in Bezug genommen und/oder beansprucht werden.Although particular features of various embodiments of the invention may be illustrated in some drawings and not in others, this is for convenience only. Moreover, references to "one embodiment" in the above description should not be interpreted as excluding the existence of further embodiments that also incorporate the recited features. In accordance with the principles of the invention, each feature of a drawing in combination with any feature of any other drawing may be referenced and / or claimed.

Diese Beschreibung verwendet Beispiele, um die Erfindung, einschließlich der besten Ausführungsart, zu offenbaren und auch um jedem Fachmann auf dem Gebiet zu ermöglichen, die Erfindung umzusetzen, wozu die Schaffung und Verwendung jeglicher Vorrichtungen oder Systeme und die Durchführung jeglicher enthaltener Verfahren gehören. Der patentierbare Umfang der Erfindung ist durch die Ansprüche definiert und kann weitere Beispiele enthalten, die Fachleuten auf dem Gebiet einfallen. Derartige weitere Beispiele sollen in dem Umfang der Ansprüche enthalten sein, wenn sie strukturelle Elemente aufweisen, die sich von dem Wortsinn der Ansprüche nicht unterscheiden, oder wenn sie äquivalente strukturelle Elemente mit gegenüber dem Wortsinn der Ansprüche im Wesentlichen Unterschieden enthalten.This specification uses examples to disclose the invention, including the best mode, and also to enable any person skilled in the art to practice the invention, including the creation and use of any devices or systems and performing any incorporated methods. The patentable scope of the invention is defined by the claims, and may include other examples that occur to those skilled in the art. Such other examples are intended to be within the scope of the claims if they have structural elements that do not differ from the literal language of the claims, or if they include equivalent structural elements with substantial differences from the literal languages of the claims.

Es ist eine Rotoranordnung 32 zur Verwendung bei einer Turbine 18 geschaffen. Die Rotoranordnung 32 enthält eine Rotorwelle 22, wenigstens eine Laufscheibe 40, die mit der Rotorwelle derart gekoppelt ist, dass zwischen der Rotorwelle und der wenigstens einen Laufscheibe ein Kühlpfad 94 ausgebildet ist, wobei die wenigstens eine Laufscheibe einen im Wesentlichen zylindrischen Körper enthält, der sich zwischen einem radial inneren Rand 48 und einem radial äußeren Rand 50 erstreckt, wobei sich der Körper im Wesentlichen axial zwischen einer stromaufwärtigen Fläche 52 und einer stromabwärtigen Fläche 54 erstreckt, und eine Kühlanordnung 100, die mit der wenigstens einen Laufscheibe gekoppelt ist, wobei die Kühlanordnung eine erste Kühlplatte 102 enthält, die mit der stromabwärtigen Fläche derart gekoppelt ist, dass ein Kühlkanal 112 zwischen der ersten Kühlplatte und der stromabwärtigen Fläche derart gekoppelt ist, dass ein Kühlkanal 112 zwischen der ersten Kühlplatte und der stromabwärtigen Fläche ausgebildet ist, wobei der Kühlkanal konfiguriert ist, um ein Kühlfluid 96 aus dem Kühlpfad zu dem äußeren Rand zu leiten.It is a rotor assembly 32 for use with a turbine 18 created. The rotor arrangement 32 contains a rotor shaft 22 , at least one running disk 40 coupled to the rotor shaft such that a cooling path exists between the rotor shaft and the at least one rotor disk 94 is formed, wherein the at least one running disk includes a substantially cylindrical body which extends between a radially inner edge 48 and a radially outer edge 50 extends, wherein the body is substantially axially between an upstream surface 52 and a downstream surface 54 extends, and a cooling arrangement 100 coupled to the at least one running disk, the cooling assembly comprising a first cooling plate 102 includes, which is coupled to the downstream surface such that a cooling channel 112 is coupled between the first cooling plate and the downstream surface such that a cooling channel 112 is formed between the first cooling plate and the downstream surface, wherein the cooling channel is configured to be a cooling fluid 96 from the cooling path to the outer edge.

BezugszeichenlisteLIST OF REFERENCE NUMBERS

1010: TurbinenantriebssystemTurbine propulsion system
1212: Einlassabschnittinlet section
1414: Verdichterabschnittcompressor section
1616: Brennkammerabschnittcombustor section
1818: Turbinenabschnittturbine section
2020: Auslassabschnittoutlet
2222: Rotorwellerotor shaft
2424: Brennkammercombustion chamber
2626: BrennstoffdüsenanordnungFuel nozzle assembly
2828: Lastload
3030: LaufscheibenanordnungSheave arrangement
3232: Rotoranordnungrotor assembly
3434: Mehrere StufenSeveral levels
3636: Leitschaufelnvanes
3838: TurbinenlaufschaufelTurbine blade
4040: Laufscheibesheave
4242: Turbinengehäuseturbine housing
4444: Mittelbohrungcenter bore
4646: Scheibenkörperwasher body
4848: Innerer RandInner edge
5050: Äußerer Rand der LaufscheibeOuter edge of the running disk
5252: Stromaufwärtige Fläche der LaufscheibeUpstream surface of the running disk
5454: Stromabwärtige Fläche der LaufscheibeDownstream surface of the running disk
5656: Axialer StützarmAxial support arm
5858: Spaltgap
5959: Reiheline
6060: Reiheline
6161: HeißgaspfadHot gas path
6262: Schaufelblattairfoil
6464: Plattformplatform
6666: Schaftshaft
6868: Schwalbenschwanzdovetail
7070: SchaftseitenwandShaft side wall
7272: Vordere DeckplatteFront cover plate
7474: Hintere DeckplatteRear cover plate
7676: Schafthohlraumshank cavity
7878: Durchgangpassage
8080: Vorderer Engelsflügel, DichtungsfortsatzFront angel wing, gasket extension
8282: Vorderer PufferhohlraumFront buffer cavity
8484: Hinterer Engelsflügel, DichtungsfortsatzRear angel wing, gasket extension
8686: Hinterer PufferhohlraumRear buffer cavity
8888: Vorderer unterer Engelsflügel, DichtungsfortsatzFront lower angel wing, gasket extension
9090: Spaltgap
9292: Außenflächeouter surface
9494: KühlströmungspfadCooling flow path
9696: Kühlfluidcooling fluid
100100: Kühlanordnungcooling arrangement
102102: Erste KühlplatteFirst cooling plate
104104: Kühlplattecooling plate
106106: Erste KühlscheibeFirst cooling disk
108108: Innerer AbschnittInner section
110110: Äußerer AbschnittOuter section
111111: Bohrungdrilling
112112: Kühlkanalcooling channel
114114: Innenflächepalm
116116: Einlassöffnunginlet port
118118: Auslassöffnungoutlet
120120: Flanschflange
122122: Leitschaufelvane
124124: RückluftkanalReturn air duct
126126: Zweite KühlscheibeSecond cooling disk
128128: Innerer AbschnittInner section
130130: Äußerer AbschnittOuter section
131131: Bohrungdrilling
132132: RücklufteinlassöffnungReturn air inlet port
134134: RückluftauslassöffnungRückluftauslassöffnung
136136: Oberer KühlflanschUpper cooling flange
138138: Kanalchannel
140140: KühlkreislaufCooling circuit
142142: Hochtemperatur-VerbrennungsgaseHigh-temperature combustion gases
144144: Strömungsstrangflow strand
150150: Einlassrandinlet edge
152152: Druckseitepressure side
154154: Saugseitesuction
156156: Auslassrandoutlet edge
158158: Kühlkanalcooling channel
160160: Erste WeiteFirst distance
162162: Zweite WeiteSecond distance
164164: Mehrere TurbulatorenSeveral turbulators

Claims

Rotor arrangement ( 32 ) for use with a turbine ( 18 ), wherein the rotor arrangement ( 32 ) comprises: a rotor shaft ( 22 ); at least one running disk ( 40 ), which is coupled to the rotor shaft such that a cooling path ( 94 ) between the rotor shaft and the at least one running disk, wherein the at least one running disk has a substantially cylindrical body which extends between a radially inner edge ( 48 ) and a radial outer edge ( 50 ), wherein the body substantially axially between an upstream surface ( 52 ) and a downstream surface ( 54 ) extends; and a cooling arrangement ( 100 ), which is coupled to the at least one running disk, wherein the cooling arrangement is a first cooling plate ( 102 ), which is coupled to the downstream surface such that a cooling channel ( 112 ) is formed between the first cooling plate and the downstream surface, wherein the cooling channel is adapted to a cooling fluid ( 96 ) from the cooling path to the outer edge.

Rotor arrangement ( 32 ) according to claim 1, wherein the cooling arrangement ( 100 ) further a plurality of guide vanes ( 96 ) located between the downstream surface ( 54 ) and the first cooling plate ( 102 ) are connected, each vane from the inner edge ( 48 ) out to the outer edge ( 50 ), wherein adjacent vanes are spaced apart from each other at a circumferential distance such that between each pair in the circumferential direction of adjacent vanes a cooling channel ( 158 ) is trained.

Rotor arrangement ( 32 ) according to claim 2, wherein each vane ( 36 ) an arcuate outer surface ( 92 ), which is designed to hold the cooling fluid ( 96 ) through each cooling channel ( 158 ).

Rotor arrangement ( 32 ) according to claim 2, wherein each pair of circumferentially spaced vanes (FIG. 36 ) is spaced apart such that the cooling channel ( 158 ) with an inlet opening ( 132 ) which is smaller than an outlet opening ( 134 ).

Rotor arrangement ( 32 ) according to claim 2, wherein the first. Cooling plate ( 104 ) an inner flange ( 120 ) extending inwardly from the cooling plate about an inlet opening (Fig. 132 ) defining in a cooling flow path ( 94 ) extending between the inner edge ( 49 ) of the running disk and the shaft ( 22 ) is trained.

Rotor arrangement ( 32 ) according to claim 2, wherein the cooling arrangement ( 100 ) further comprises a second cooling plate connected to the upstream surface ( 52 ), so that a return air duct ( 124 ) is formed between the second cooling plate and the upstream surface.

Rotor arrangement ( 32 ) according to claim 6, wherein the at least one running disk ( 40 ) has at least one first running disk, which is coupled to a second running disk, wherein the first cooling plate ( 104 ) is coupled to an adjacent second cooling plate such that the cooling channel ( 112 ) is in flow communication with the return air passage.

Rotor arrangement ( 32 ) according to claim 1, wherein the cooling arrangement ( 100 ) at least one turbulator ( 164 ) which is connected to the first cooling plate ( 104 ) is coupled.

Turbine drive ( 10 ) comprising: a compressor ( 14 ); a turbine in fluid communication with the compressor to receive at least a portion of the air discharged through the compressor; a rotor shaft ( 22 ), which is rotatably coupled to the turbine; at least one running disk ( 40 ), which is coupled to the rotor shaft such that a cooling path ( 94 ) between the rotor shaft and the at least one Running disc is formed, wherein the at least one running disk has a substantially cylindrical body which extends between a radially inner edge and a radially outer edge ( 50 ), wherein the body substantially axially between an upstream surface ( 52 ) and a downstream surface ( 54 ) extends; and a cooling arrangement ( 100 ), which is coupled to the at least one running disk, wherein the cooling arrangement is a first cooling plate ( 104 ), which is coupled to the downstream surface such that a cooling channel ( 112 ) between the first cooling plate and the downstream surface, wherein the cooling channel is configured to provide a cooling fluid ( 96 ) from the cooling path to the outer edge.

Turbine drive ( 10 ) according to claim 9, wherein the cooling arrangement ( 100 ) further a plurality of guide vanes ( 36 ) located between the downstream surface ( 54 ) and the first cooling plate ( 102 ) are connected, each vane from the inner edge ( 48 ) out to the outer edge ( 50 ), wherein adjacent guide vanes are spaced apart from each other at a circumferential distance such that a cooling channel ( 158 ) is formed between each pair of circumferentially adjacent vanes.