DE102013220455A1 - Gas turbine engine with cooling air ring chamber - Google Patents

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Abstract

Die Erfindung bezieht sich auf ein Gasturbinentriebwerk mit einem Hochdruckkompressor 14 und einem den Hochdruckkompressor 14 mit einem Bereich einer Hochdruckturbine 16 verbindenden Ringkanal 29, welcher, bezogen auf eine Triebwerksachse 1, radial innen durch eine Hochdruckwelle 30 begrenzt wird, dadurch gekennzeichnet, dass der Ringkanal 29 radial außen durch ein Strömungsleitelement 31 begrenzt wird.The invention relates to a gas turbine engine with a high-pressure compressor 14 and a high-pressure compressor 14 with an area of high-pressure turbine 16 connecting annular channel 29, which is based on an engine axis 1, radially inwardly delimited by a high-pressure shaft 30, characterized in that the annular channel 29th is limited radially outward by a flow guide 31.

Description

Die Erfindung bezieht sich auf ein Gasturbienentriebwerk mit einem Hochdruckkompressor und mit einem den Hochdruckkompressor mit einem Bereich einer Hochdruckturbine verbindenden Ringkanal, durch welchen Kühlluft zur Kühlung von Schaufeln der Hochdruckturbine zugeleitet wird.The invention relates to a gas turbine engine with a high-pressure compressor and a high-pressure compressor with a region of a high-pressure turbine connecting annular channel through which cooling air is supplied to the cooling of blades of the high-pressure turbine.

Aus dem Stand der Technik ist es bekannt, am Auslassbereich des Hochdruckkompressors Luft zu entnehmen und diese radial innerhalb der Brennkammern der Hochdruckturbine zuzuführen. Derartige Konstruktionen sind aus der US 5 090 865 A , der US 4 190 397 A oder der US 2010/0316484 A1 vorbekannt.From the prior art, it is known to remove air at the outlet region of the high-pressure compressor and to supply it radially within the combustion chambers of the high-pressure turbine. Such constructions are from the US 5 090 865 A , of the US 4 190 397 A or the US 2010/0316484 A1 previously known.

Die Kühlluft, welche am Auslass des Hochdruckkompressors entnommen wird, strömt durch einen Strömungskanal, welcher durch das innere Brennkammergehäuse und die Hochdruckwelle begrenzt wird. Abhängig von der Form und der Dimensionierung dieses Strömungskanals und der Strömungsbedingungen beim Eintritt der Kühlluft aus dem Hochdruckkompressor ergeben sich Wirbel und große Rezirkulationszonen, welche strömungstechnisch nicht steuerbar sind. Die unkontrollierte Luftströmung erzeugt insbesondere in der Rezirkulationszone hohe Strömungsverluste. Weiterhin ergeben sich höhere Lufttemperaturen sowie ein größerer Wärmefluss, wodurch die Temperatur der Hochdruckwelle ansteigt. Um eine verbesserte Lebensdauer und eine höhere Festigkeit der Hochdruckwelle sicherzustellen, ist es erforderlich, für die Hochdruckwelle spezielle, in ihrer Herstellung kostenintensive Materialien zu verwenden. Ein weiterer Nachteil besteht darin, dass die erhöhte Temperatur der Kühlluft zu einer weniger effektiven Kühlung der Hochdruckturbine führt, wodurch der gesamte Wirkungsgrad des Gasturbinentriebwerks beeinträchtigt wird.The cooling air, which is taken at the outlet of the high-pressure compressor, flows through a flow channel, which is delimited by the inner combustion chamber housing and the high-pressure shaft. Depending on the shape and the dimensions of this flow channel and the flow conditions at the entrance of the cooling air from the high-pressure compressor, there are vortices and large recirculation zones, which are not controllable in terms of flow. The uncontrolled air flow generates high flow losses, in particular in the recirculation zone. Furthermore, higher air temperatures and a larger heat flow, whereby the temperature of the high pressure shaft increases. In order to ensure an improved service life and a higher strength of the high-pressure shaft, it is necessary to use special, cost-intensive materials for the high-pressure shaft. Another disadvantage is that the increased temperature of the cooling air results in less efficient cooling of the high pressure turbine, thereby compromising the overall efficiency of the gas turbine engine.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein Gasturbinentriebwerk der eingangs genannten Art zu schaffen, bei welchem die Kühlluftströmung von dem Hochdruckkompressor zu der Hochdruckturbine verbessert ist.The invention has for its object to provide a gas turbine engine of the type mentioned, in which the cooling air flow is improved from the high pressure compressor to the high pressure turbine.

Erfindungsgemäß wird die Aufgabe durch die Merkmalskombination des Anspruchs 1 gelöst, die Unteransprüche zeigen weitere vorteilhafte Ausgestaltungen der Erfindung.According to the invention the object is achieved by the combination of features of claim 1, the dependent claims show further advantageous embodiments of the invention.

Erfindungsgemäß ist somit vorgesehen, dass der Ringkanal, welcher den Auslassbereich des Hochdruckkompressors mit der Hochdruckturbine verbindet und durch welchen die Kühlluft durchgeleitet wird, radial außen, bezogen auf die Triebwerksachse durch ein Strömungsleitelement begrenzt wird. Dieses Strömungsleitelement ist bevorzugterweise in Form eines rotationssymmetrischen rohrartigen Formkörpers ausgebildet, sodass sich zusammen mit der radial innenliegenden Hochdruckwelle eine Strömungsoptimierung des Ringkanals ergibt. Die Hochdruckwelle und das Strömungsleitelement bilden somit die Wandungen des Ringkanals und gestatten es, diesen so zu dimensionieren und strömungsgünstig auszubilden, dass die Kühlluft optimiert durch den Ringkanal geleitet werden kann. Insbesondere wird dadurch vermieden, dass Hohlräume, Querschnittsänderungen oder ähnliches gebildet werden, in denen eine Verwirbelung oder Rezirkulierung der Kühlluft stattfinden kann.According to the invention, it is thus provided that the annular channel, which connects the outlet region of the high-pressure compressor to the high-pressure turbine and through which the cooling air is passed, is delimited radially on the outside, relative to the engine axis, by a flow-guiding element. This flow-guiding element is preferably designed in the form of a rotationally symmetrical tubular shaped body, so that a flow optimization of the annular channel results together with the radially inward high-pressure shaft. The high-pressure shaft and the flow guide thus form the walls of the annular channel and allow it to be dimensioned and aerodynamically designed such that the cooling air can be optimized through the annular channel. In particular, this avoids that cavities, cross-sectional changes or the like are formed, in which a turbulence or recirculation of the cooling air can take place.

Besonders günstig ist es, wenn das Strömungsleitelement und die Hochdruckwelle so ausgebildet sind, dass sie einen im Wesentlichen konstanten radialen Abstand zueinander aufweisen. Dies führt zu einer gleichmäßigen Strömung längs des Ringkanals. Es versteht sich, dass der Abstand auch so gewählt werden kann, dass sich in Teilbereichen des Ringkanals eine Düsenform oder eine Diffusorform ergibt.It is particularly favorable when the flow-guiding element and the high-pressure shaft are designed such that they have a substantially constant radial distance from each other. This leads to a uniform flow along the annular channel. It is understood that the distance can also be chosen so that results in partial areas of the annular channel a nozzle shape or a diffuser shape.

In besonders günstiger Ausgestaltung der Erfindung ist das Strömungsleitelement radial angrenzend an ein Brennkammergehäuse angeordnet. Das Strömungsleitelement erstreckt sich in vorteilhafter Ausgestaltung zumindest vom Auslassbereich des Hochdruckkompressors bis in den mittleren Bereich oder den Endbereich der Brennkammer.In a particularly favorable embodiment of the invention, the flow guide is arranged radially adjacent to a combustion chamber housing. In an advantageous embodiment, the flow-guiding element extends at least from the outlet region of the high-pressure compressor into the middle region or the end region of the combustion chamber.

Durch die erfindungsgemäße Ausgestaltung ergibt sich somit eine gleichmäßige, wirbelfreie und rezirkulationsfreie Strömung der Kühlluft durch den Ringkanal. Dies führt zu einer ausreichend hohen Strömungsgeschwindigkeit der Kühlluft, wodurch eine unerwünschte Erwärmung der Kühlluft vermieden wird. Somit ist insbesondere eine effektive Kühlung der Hochdruckwelle sichergestellt, sodass diese eine, im Vergleich zum Stand der Technik, niedrigere Materialtemperatur aufweist. Dies wirkt sich auf die Festigkeit und die Lebensdauer der Hochdruckwelle in positiver Weise aus.The inventive design thus results in a uniform, vortex-free and recirculation-free flow of cooling air through the annular channel. This leads to a sufficiently high flow velocity of the cooling air, whereby an undesirable heating of the cooling air is avoided. Thus, in particular, an effective cooling of the high-pressure shaft is ensured so that it has a lower material temperature compared to the prior art. This has a positive effect on the strength and service life of the high pressure shaft.

Im Folgenden wird die Erfindung anhand eines Ausführungsbeispiels in Verbindung mit der Zeichnung beschrieben. Dabei zeigt:In the following the invention will be described by means of an embodiment in conjunction with the drawing. Showing:

1 eine schematische Darstellung eines Gasturbinentriebwerks gemäß der vorliegenden Erfindung, 1 a schematic representation of a gas turbine engine according to the present invention,

2 eine vergrößerte Darstellung gemäß dem Stand der Technik und 2 an enlarged view according to the prior art and

3 eine Darstellung, analog 2, eines Ausführungsbeispiels der Erfindung. 3 a representation, analog 2 , an embodiment of the invention.

Das Gasturbinentriebwerk 10 gemäß 1 ist ein allgemein dargestelltes Beispiel einer Turbomaschine, bei der die Erfindung Anwendung finden kann. Das Triebwerk 10 ist in herkömmlicher Weise ausgebildet und umfasst in Strömungsrichtung hintereinander einen Lufteinlass 11, einen in einem Gehäuse umlaufenden Fan 12, einen Mitteldruckkompressor 13, einen Hochdruckkompressor 14, eine Brennkammer 15, eine Hochdruckturbine 16, eine Mitteldruckturbine 17 und eine Niederdruckturbine 18 sowie eine Abgasdüse 19, die sämtlich um eine zentrale Triebwerksachse 1 angeordnet sind.The gas turbine engine 10 according to 1 is a general example of one Turbomachine, in which the invention can find application. The engine 10 is formed in a conventional manner and comprises one air inlet in succession in the flow direction 11 , a circulating in a housing fan 12 , a medium pressure compressor 13 , a high pressure compressor 14 , a combustion chamber 15 , a high-pressure turbine 16 , a medium pressure turbine 17 and a low-pressure turbine 18 and an exhaust nozzle 19 all around a central engine axis 1 are arranged.

Der Mitteldruckkompressor 13 und der Hochdruckkompressor 14 umfassen jeweils mehrere Stufen, von denen jede eine in Umfangsrichtung verlaufende Anordnung fester stationärer Leitschaufeln 20 aufweist, die allgemein als Statorschaufeln bezeichnet werden und die radial nach innen vom Triebwerksgehäuse 21 in einem ringförmigen Strömungskanal durch die Kompressoren 13, 14 vorstehen. Die Kompressoren weisen weiter eine Anordnung von Kompressorlaufschaufeln 22 auf, die radial nach außen von einer drehbaren Trommel oder Scheibe 26 vorstehen, die mit Naben 27 der Hochdruckturbine 16 bzw. der Mitteldruckturbine 17 gekoppelt sind.The medium-pressure compressor 13 and the high pressure compressor 14 each comprise a plurality of stages, each of which comprises a circumferentially extending array of fixed stationary vanes 20 commonly referred to as stator blades and radially inward of the engine casing 21 in an annular flow channel through the compressors 13 . 14 protrude. The compressors further include an array of compressor blades 22 on, which is radially outward from a rotatable drum or disc 26 project with hubs 27 the high-pressure turbine 16 or the medium-pressure turbine 17 are coupled.

Die Turbinenabschnitte 16, 17, 18 weisen ähnliche Stufen auf, umfassend eine Anordnung von festen Leitschaufeln 23, die radial nach innen vom Gehäuse 21 in den ringförmigen Strömungskanal durch die Turbinen 16, 17, 18 vorstehen, und eine nachfolgende Anordnung von Turbinenschaufeln 24, die nach außen von einer drehbaren Nabe 27 vorstehen. Die Kompressortrommel oder Kompressorscheibe 26 und die darauf angeordneten Schaufeln 22 sowie die Turbinenrotornabe 27 und die darauf angeordneten Turbinenlaufschaufeln 24 drehen sich im Betrieb um die Triebwerksachse 1.The turbine sections 16 . 17 . 18 have similar steps, comprising an array of fixed vanes 23 extending radially inward from the housing 21 into the annular flow channel through the turbines 16 . 17 . 18 project, and a subsequent arrangement of turbine blades 24 facing outward from a rotatable hub 27 protrude. The compressor drum or compressor disk 26 and the blades arranged thereon 22 as well as the turbine rotor hub 27 and the turbine blades disposed thereon 24 rotate around the engine axis during operation 1 ,

Die 2 zeigt eine vergrößerte Detailansicht einer Ausgestaltung gemäß dem Stand der Technik. Dabei ist schematisch die Brennkammer 15 mit einer äußeren und einer inneren Brennkammerwand 33 dargestellt. Das Bezugszeichen 34 zeigt einen Brenner, welcher im Bereich eines Brennkammerkopfes 35 angeordnet ist. Die Brennkammer 15 ist in einem Brennkammergehäuse 32 aufgenommen und gelagert, welches in 2 nur schematisch dargestellt ist.The 2 shows an enlarged detail view of a configuration according to the prior art. Here is schematically the combustion chamber 15 with an outer and an inner combustion chamber wall 33 shown. The reference number 34 shows a burner, which in the region of a combustion chamber head 35 is arranged. The combustion chamber 15 is in a combustion chamber housing 32 taken and stored, which in 2 is shown only schematically.

Bezogen auf die Triebwerksachse 1 ist radial innerhalb des Brennkammergehäuses 32 eine Hochdruckwelle 30 angeordnet. Auch diese ist in 2 nur schematisch dargestellt. Zwischen dem Brennkammergehäuse 32 und der Hochdruckwelle 30 wird somit ein Zwischenraum gebildet, welcher als Ringkanal 29 bezeichnet ist.Relative to the engine axis 1 is radially inside the combustion chamber housing 32 a high pressure shaft 30 arranged. This one is in too 2 shown only schematically. Between the combustion chamber housing 32 and the high pressure shaft 30 Thus, a gap is formed, which serves as an annular channel 29 is designated.

Wie sich aus der Darstellung der 2 ergibt, strömt Kühlluft 37 durch einen Kühllufteintritt 36 in den Zwischenraum zwischen dem Brennkammergehäuse 32 und der Hochdruckwelle 30 ein. Dabei ergeben sich konstruktionsbedingt unterschiedliche Querschnitte des Ringkanals 29. Die 2 zeigt einen Rückström- und Verwirbelungsbereich 38, in dem die Kühlluftströmung in ihrem Strömungsverlauf in ungünstiger Weise beeinflusst wird. Insbesondere ergibt sich eine Rezirkulationsströmung 39. Die gesamten Strömungsverhältnisse sind kaum erfassbar und optimierbar und führen dazu, dass sich die Temperatur der Kühlluft erhöht, wodurch wiederum die Temperatur der Hochdruckwelle 30 ansteigt. Die Verwirbelung und Rezirkulation führt auch zu Veränderungen der Strömungsgeschwindigkeit in dem Ringkanal 29.As can be seen from the presentation of 2 results, cooling air flows 37 through a cooling air inlet 36 in the space between the combustion chamber housing 32 and the high pressure shaft 30 one. This results in different construction cross sections of the annular channel 29 , The 2 shows a backflow and swirling area 38 , in which the flow of cooling air is adversely affected in its flow course in an unfavorable manner. In particular, there is a recirculation flow 39 , The total flow conditions are barely detectable and optimizable and cause the temperature of the cooling air increases, which in turn increases the temperature of the high pressure shaft 30 increases. The turbulence and recirculation also leads to changes in the flow velocity in the annular channel 29 ,

Die 3 zeigt ein Ausführungsbeispiel der Erfindung in analoger Darstellung gemäß 2, wobei gleiche Teile mit gleichen Bezugsziffern versehen sind.The 3 shows an embodiment of the invention in analog representation according to 2 , wherein like parts are given the same reference numerals.

Erfindungsgemäß ist ein Strömungsleitelement 31 vorgesehen, welches als Rotationskörper ausgebildet ist und eine im Wesentlichen rohrförmige Ausgestaltung aufweist. Das Strömungsleitelement 31 ist so ausgebildet und angeordnet, dass sich, ausgehend vom Kühllufteintritt 36 ein im Wesentlichen konstanter Querschnitt des Ringkanals 29 ergibt. Durch eine strömungsoptimierte Gestaltung des Strömungsleitelements 31 werden Verwirbelungen und Strömungsablösungen vermieden, es erfolgt vielmehr eine ungestörte Durchströmung des Ringkanals 29. Dies führt zu einer optimierten Kühlung der Hochdruckwelle 30 sowie einer betriebssicheren Zuleitung der Kühlluft zu der Hochdruckturbine.According to the invention is a flow guide 31 provided, which is designed as a rotary body and has a substantially tubular configuration. The flow guide 31 is designed and arranged so that, starting from the cooling air inlet 36 a substantially constant cross section of the annular channel 29 results. By a flow-optimized design of the flow guide 31 turbulence and flow separation are avoided, it is rather an undisturbed flow through the annular channel 29 , This leads to an optimized cooling of the high pressure shaft 30 and a reliable supply of cooling air to the high pressure turbine.

Das Strömungsleitelement 31 ist bei dem gezeigten Ausführungsbeispiel mittels einer Schraubbefestigung 40 mit dem Brennkammergehäuse 32 verbunden, welche ein Loslager in axialer Richtung bildet. Im Bereich des Kühllufteintritts 36 ist das Strömungsleitelement 31 mittels einer Lagerung 41 befestigt, die beispielsweise als formschlüssige Verbindung ausgebildet sein kann und ein Festlager bildet.The flow guide 31 is in the embodiment shown by means of a screw fastening 40 with the combustion chamber housing 32 connected, which forms a floating bearing in the axial direction. In the area of the cooling air inlet 36 is the flow guide 31 by means of a storage 41 attached, which may be formed for example as a positive connection and forms a fixed bearing.

BezugszeichenlisteLIST OF REFERENCE NUMBERS

11
TriebwerksachseThe engine axis
1010
Gasturbinentriebwerk/KerntriebwerkGas turbine engine / core engine
1111
Lufteinlassair intake
1212
Fanfan
1313
Mitteldruckkompressor (Verdichter)Medium pressure compressor (compressor)
1414
HochdruckkompressorHigh pressure compressor
1515
Brennkammercombustion chamber
1616
HochdruckturbineHigh-pressure turbine
1717
MitteldruckturbineIntermediate pressure turbine
1818
NiederdruckturbineLow-pressure turbine
1919
Abgasdüseexhaust nozzle
2020
Leitschaufelnvanes
2121
TriebwerksgehäuseEngine casing
2222
KompressorlaufschaufelnCompressor blades
23 23
Leitschaufelnvanes
2424
Turbinenschaufelnturbine blades
2626
Kompressortrommel oder -scheibeCompressor drum or disc
2727
TurbinenrotornabeTurbinenrotornabe
2828
Auslasskonusoutlet cone
2929
Ringkanalannular channel
3030
HochdruckwelleHigh pressure shaft
3131
Strömungsleitelementflow guide
3232
Brennkammergehäusecombustion chamber housing
3333
Brennkammerwandcombustion chamber wall
3434
Brennerburner
3535
Brennkammerkopfbulkhead
3636
KühllufteintrittCooling air inlet
3737
Kühlluftcooling air
3838
Rücktröm- und VerwirbelungsbereichBackflow and turbulence area
3939
Rezirkulationsströmungrecirculation
4040
Schraubbefestigung/axiales LoslagerScrew fastening / axial floating bearing
4141
Lagerung/FestlagerStorage / fixed bearing

ZITATE ENTHALTEN IN DER BESCHREIBUNG QUOTES INCLUDE IN THE DESCRIPTION

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Zitierte PatentliteraturCited patent literature

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  • US 2010/0316484 A1 [0002] US 2010/0316484 A1 [0002]

Claims (9)

Gasturbinentriebwerk mit einem Hochdruckkompressor (14) und einem den Hochdruckkompressor (14) mit einem Bereich einer Hochdruckturbine (16) verbindenden Ringkanal (29), welcher, bezogen auf eine Triebwerksachse (1), radial innen durch eine Hochdruckwelle (30) begrenzt wird, dadurch gekennzeichnet, dass der Ringkanal (29) radial außen durch ein Strömungsleitelement (31) begrenzt wird.Gas turbine engine with a high pressure compressor ( 14 ) and a high pressure compressor ( 14 ) with an area of a high-pressure turbine ( 16 ) connecting ring channel ( 29 ), which, based on an engine axis ( 1 ), radially inwardly by a high-pressure shaft ( 30 ) is limited, characterized in that the annular channel ( 29 ) radially outward by a flow guide ( 31 ) is limited. Gasturbinentriebwerk nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass das Strömungsleitelement (31) und die Hochdruckwelle (30) einen im Wesentlichen konstanten radialen Abstand zueinander aufweisen.Gas turbine engine according to claim 1, characterized in that the flow guide ( 31 ) and the high pressure shaft ( 30 ) have a substantially constant radial distance from each other. Gasturbinentriebwerk nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass das Strömungsleitelement (31) und die Hochdruckwelle (30) einen im Wesentlichen konstanten Wandabstand zueinander aufweisen.Gas turbine engine according to claim 1, characterized in that the flow guide ( 31 ) and the high pressure shaft ( 30 ) have a substantially constant wall distance from each other. Gasturbinentriebwerk nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, dass das Strömungsleitelement (31) und die Hochdruckwelle (30) einen konvergenten oder divergenten Kanal ausbilden.Gas turbine engine according to one of claims 1 to 3, characterized in that the flow guide ( 31 ) and the high pressure shaft ( 30 ) form a convergent or divergent channel. Gasturbinentriebwerk nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, dass das Strömungsleitelement (31) radial angrenzend an ein Brennkammergehäuse (32) angeordnet ist.Gas turbine engine according to one of claims 1 to 4, characterized in that the flow guide ( 31 ) radially adjacent to a combustion chamber housing ( 32 ) is arranged. Gasturbinentriebwerk nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, dass das Strömungsleitelement (31) in Form eines zur Triebwerksachse (1) rotationssymmetrischen Formkörpers ausgebildet ist.Gas turbine engine according to one of claims 1 to 5, characterized in that the flow guide ( 31 ) in the form of a to the engine axis ( 1 ) is formed rotationally symmetrical shaped body. Gasturbinentriebwerk nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, dass der Formkörper rohrartig ausgebildet ist.Gas turbine engine according to claim 6, characterized in that the shaped body is tube-like. Gasturbinentriebwerk nach einem der Ansprüche 1 bis 7, dadurch gekennzeichnet, dass das Strömungsleitelement (31) sich zumindest von dem Hochdruckkompressor (14) bis zu einem mittleren Bereich einer Brennkammer (15) erstreckt.Gas turbine engine according to one of claims 1 to 7, characterized in that the flow guide ( 31 ) at least from the high pressure compressor ( 14 ) to a central region of a combustion chamber ( 15 ). Gasturbinentriebwerk nach einem der Ansprüche 1 bis 8, dadurch gekennzeichnet, dass das Strömungsleitelement (31) in Strömungsrichtung stromauf mittels eines axialen Loslagers (40) und stromab mittels eines Festlagers (41) befestigt ist.Gas turbine engine according to one of claims 1 to 8, characterized in that the flow guide ( 31 ) in the flow direction upstream by means of an axial movable bearing ( 40 ) and downstream by means of a fixed storage ( 41 ) is attached.
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