DE1028390B

DE1028390B - Multi-stage axial flow machine

Info

Publication number: DE1028390B
Application number: DEN9682A
Authority: DE
Inventors: Jack Vallis Blyth
Original assignee: D Napier and Son Ltd
Current assignee: Napier Turbochargers Ltd
Priority date: 1953-12-02
Filing date: 1954-11-03
Publication date: 1958-04-17
Also published as: NL192865A; CH342797A; NL98166C; GB789204A

Description

DEUTSCHESGERMAN

Die Erfindung betrifft mehrstufige Axialströmungsmaschinen, wie beispielsweise Verdichter und Turbinen, insbesondere Gasturbinen.The invention relates to multi-stage axial flow machines, such as compressors and turbines, especially gas turbines.

Bei solchen Maschinen, deren Leitschaufeln mit ihren äußeren Enden an einem den Arbeitsraum der Maschine umschließenden Statorgehäuse befestigt sind, ist es bekannt, an den radial innenliegenden Leitschaufelenden einen ringförmigen Zwischenstufenkörper anzubringen, der an seiner Innenseite Dichtungsglieder trägt, die mit einem umlaufenden, auf der Rotorwelle sitzenden Dichtungsglied zusammen eine Zwischenstufendichtung bilden. Hierbei ist der Durchmesser des Dichtungsgliedes wesentlich kleiner als der Durchmesser der Leitschaufelfüße. Es ist auch bereits bekannt, den Ringräumen zwischen diesen Zwischenstufenkörpern und den Läuferscheiben Druckluft zuzuführen, und zwar zum Zwecke der inneren Kühlung der Maschine.In such machines, the guide vanes with their outer ends on the working area of the Machine enclosing stator housing are attached, it is known to the radially inner Guide vane ends an annular intermediate stage body to attach, which carries sealing members on its inside with a circumferential, on the sealing member seated on the rotor shaft together form an interstage seal. Here is the The diameter of the sealing member is much smaller than the diameter of the guide vane roots. It is also already known, the annular spaces between these intermediate stage bodies and the carriers To supply compressed air, for the purpose of internal cooling of the machine.

Die Erfindung bezweckt eine Verbesserung solcher Axialströmungsmaschinen, insbesondere eine Verbesserung der üblicherweise verwendeten Zwischenstufenkörper. The invention aims to improve such axial flow machines, in particular an improvement the commonly used intermediate body.

Gemäß der Erfindung werden die Zuführkanäle für die Druckluft zu den Ringräumen, die in Strömungsrichtung vor den Zwischenstufenkörpern liegen, mit einem größeren Querschnitt ausgerüstet als die Zuführkanäle für die Druckluft zu den Ringräumen, die in Strömungsrichtung hinter den Zwischenstufenkörpern liegen. Dabei wird durch den Druckunterschied, der sich in den Ringräumen vor bzw. hinter einem solchen Zwischenstufenkörper ergibt, ein Axialdruck erzeugt, der dem dynamischen Druck entgegenwirkt, welcher von dem durch die Maschine hindurchströmenden Gas auf die Rotorscheiben ausgeübt wird.According to the invention, the supply channels for the compressed air to the annular spaces, which are in the flow direction in front of the intermediate stage bodies, with equipped with a larger cross-section than the supply channels for the compressed air to the annular spaces, the lie behind the intermediate stage bodies in the direction of flow. The pressure difference which results in the annular spaces in front of or behind such an intermediate stage body, an axial pressure that counteracts the dynamic pressure that flows through the machine Gas is applied to the rotor disks.

Zweckmäßig befinden sich hierbei die Zuführkanäle, für die Druckluft zu den Ringräumen, sofern die Maschine mit einer hohlen Rotorwelle ausgestattet ist, in der Wandung dieser Rotorhohlwelle.The supply channels for the compressed air to the annular spaces are expediently located here, provided the machine is used is equipped with a hollow rotor shaft, in the wall of this hollow rotor shaft.

Die den Ringräumen zugeführte Luft kann hierbei nach einer zweckmäßigen Ausgestaltung der Erfindung eine um so viel niedrigere Temperatur als die Turbinengase aufweisen, daß sie gleichzeitig als Kühl luft wirkt.The air supplied to the annular spaces can in this case according to an expedient embodiment of the invention have a temperature so much lower than the turbine gases that they air as cooling at the same time works.

Gemäß einem weiteren Merkmal der Erfindung ist bei einem derartigen Turbinenaufbau dafür Sorge zu tragen, daß das axiale Spiel zwischen den Seitenwänden des Zwischenstufenkörpers und den benachbarten Flächen der Rotorscheiben weniger als die Hälfte und zweckmäßig ein Achtel des axialen Abstandes zwischen benachbarten Rotorscheiben beträgt. According to a further feature of the invention, care must be taken with such a turbine structure bear that the axial play between the side walls of the intermediate body and the adjacent The area of the rotor disks is less than half and expediently one eighth of the axial distance between adjacent rotor disks.

Der Zwischenstufenkörper kann mit Vorteil nach Art eines doppelwandigen, hohlen Ringbehälters ausgebildet und innen durch im wesentlichen radial an-The intermediate stage body can advantageously be designed in the manner of a double-walled, hollow ring container and inside by essentially radially

Mehrstufige AxialströmungsmaschineMultistage axial flow machine

Anmelder:
D. Napier & Son Limited, LondonApplicant:
D. Napier & Son Limited, London

Vertreter: Dipl.-Ing. K. Lengner, Patentanwalt,
Hamburg 1, Mönckebergstr. 7Representative: Dipl.-Ing. K. Lengner, patent attorney,
Hamburg 1, Mönckebergstr. 7th

Beanspruchte Priorität:
Großbritannien vom 2. Dezember 1963Claimed priority:
Great Britain December 2, 1963

Jack Vallis Blyth, Ewell, Surrey (Großbritannien),
ist als Erfinder genannt wordenJack Vallis Blyth, Ewell, Surrey (UK),
has been named as the inventor

so geordnete, zwischen den ringförmigen Wänden des Körpers vorgesehene Abstandsplatten versteift sein.so ordered, between the annular walls of the Body provided spacer plates be stiffened.

Nach einer Ausgestaltung der Erfindung sind dieAccording to one embodiment of the invention, the

hohlen Zwischenstufenkörper mit Kanälen für die Zufuhr von Druckluft versehen, deren Druck zwischen den auf beiden Seiten des Zwischenstufenkörpers herrschenden Drücken liegt. Durch diese Maßnahme kann die mechanische Beanspruchung der Wandungen des Zwischenstufenkörpers verringert werden, so daß sich diese einschließlich der radialen Versteifungsplatten besonders leicht ausführen lassen.hollow intermediate body provided with channels for the supply of compressed air, the pressure of which between the pressures prevailing on both sides of the intermediate body. By this measure the mechanical stress on the walls of the intermediate stage body can be reduced, see above that these, including the radial stiffening plates, can be carried out particularly easily.

Gemäß einer zweckmäßigen Ausbildungsform der Erfindung ist der Durchmesser des Dichtungsgliedes kleiner gewählt als die Hälfte des Durchmessers der Grundplatte für die Schaufelwurzeln desjenigen Leit-Schaufelkranzes, an dem der Zwischenstufenkörper angeordnet ist. Insbesondere empfiehlt es sich, den Durchmesser des Dichtungsgliedes mit einem Drittel des Grundplattendurchmessers zu wählen.According to an expedient embodiment of the invention, the diameter of the sealing member is selected smaller than half the diameter of the base plate for the blade roots of that guide blade ring, on which the intermediate stage body is arranged. In particular, it is recommended that the To choose the diameter of the sealing member with a third of the base plate diameter.

Die Erfindung betrifft ferner auch eine Gasturbinenanlage mit einigen oder allen vorstehend aufgeführten Merkmalen der Erfindung, die mit einem von der Turbine angetriebenen und gleichachsig mit ihr angeordneten Verdichter ausgerüstet ist, der Druckluft einer oder mehreren Verbrennungskammern zuführt, von denen die Verbrerinungsprodukte der Turbine zugeleitet werden. Bei einer solchen Gasturbinenanlage wird nach einer Weiterbildung der Erfindung das den Ringräumen zwischen den Rotorscheiben und den ringförmigen Zwischenstufenkörpern zugeführte Kühlmittel vom Hauptverdichter geliefert und den genannten Ringräumen über einen oder mehrere einwärts gerichtete, im Verdichterrotor vorgesehene Kanäle und ein in der Verdichter- und Turbinenwelle vorgesehenes Rohr zugeführt.The invention also relates to a gas turbine system including some or all of the above Features of the invention with one driven by the turbine and coaxial with it is equipped with a compressor that supplies compressed air to one or more combustion chambers, from which the combustion products are fed to the turbine. In such a gas turbine system is according to a development of the invention that the annular spaces between the rotor disks and the annular interstage bodies supplied refrigerant supplied from the main compressor and the named annular spaces via one or more inwardly directed, provided in the compressor rotor Channels and a tube provided in the compressor and turbine shafts.

709 960/187709 960/187

■ !»■■■! »■■

In der Zeichnung ist ein Ausführungsbeispiel der Erfindung schematisch dargestellt, wobei es sich um eine durch die Auspuffgase betriebene Turbine einer Kraftanlage handelt, die zum Antrieb der Luftschraube eines Flugzeugs dient.In the drawing, an embodiment of the invention is shown schematically, wherein it is a turbine operated by the exhaust gases of a power plant, which is used to drive the propeller of an aircraft.

Fig. 1 zeigt im Schnitt die eine Hälfte der Gasturbine, bei der die Erfindung angewandt ist, und ' Fig. 2 zeigt die Stirnansicht eines Zwischenstufenkörpers nach Fig. 1, und zwar teilweise aufgebrochen.Fig. 1 shows in section one half of the gas turbine to which the invention is applied, and 'FIG. 2 shows the end view of an intermediate stage body according to FIG. 1, namely partially broken away.

Rotorscheiben liegen. Die Folge hiervon ist, daß auf der hinteren Seite der Rotorscheiben ein höherer Luftdruck herrscht als auf ihrer vorderen Seite, so daß auf den Turbinenrotor ein axialer Druck ausgeübt wird, der in der Zeichnung der Fig. 1 von rechts nach links gerichtet ist. Er wirkt also dem dynamischen Druck entgegen, welcher von der Gasströmung auf die Laufschaufeln 25 ausgeübt wird. Der Austritt der Kühlluft am Umfang eines jeden Ringraums wirdRotor disks lie. The consequence of this is that on the rear side of the rotor disks has a higher air pressure than on their front side, so that an axial pressure is exerted on the turbine rotor, which in the drawing of FIG. 1 from right to is directed to the left. So it counteracts the dynamic pressure that is generated by the gas flow the blades 25 is exerted. The exit of the cooling air at the circumference of each annulus is

Die in Fig. 1 nur in ihrer oberen Hälfte dargestellte io mittels der üblichen Schneidkantendichtungen 39 beTurbine wird mit den Verbrennungsprodukten einer grenzt, die an den Füßen der Rotorschaufeln 25 vor-Brennkammeranordnung beaufschlagt, die nebst den
übrigen Teilen der Kraftanlage nicht näher dargestelltThe io shown in Fig. 1 only in its upper half by means of the usual cutting edge seals 39 beTurbine is bordered with the combustion products of a, which acted on the feet of the rotor blades 25 before the combustion chamber arrangement, which in addition to the
other parts of the power plant not shown in detail

sind, da sie zum Verständnis der Erfindung nichtsare as they are nothing to understand the invention

gesehen sind.are seen.

Jeder Zwischenstufenkörper 28, 29 besteht aus zwei ringförmigen, am inneren und äußeren Umfang nachEach intermediate stage body 28, 29 consists of two annular, on the inner and outer circumference according to

beitragen. Die Turbinenwelle 6 ist mit der Welle des ig innen gebördelten Blechscheiben 40, 41, die an ihrencontribute. The turbine shaft 6 is with the shaft of the ig internally flanged sheet metal disks 40, 41, which at their

zugehörigen Verdichters unmittelbar gekuppelt, die Rändern mit einem inneren, die Labyrinthdichtung 32associated compressor directly coupled, the edges with an inner, the labyrinth seal 32

ihrerseits über ein Getriebe die Luftschraube antreibt. tragenden Ring 42 und mit einem äußeren Ring 43in turn drives the propeller via a gearbox. bearing ring 42 and with an outer ring 43

Die Gasturbine weist drei scheibenförmige Rotoren verschweißt sind, mit dem die inneren Enden der Leit-The gas turbine has three disc-shaped rotors welded to which the inner ends of the guide

21, 22 und 23 auf, die auf der Rotorwelle 6 befestigt schaufeln 26 in der beschriebenen Weise verbunden21, 22 and 23, the blades attached to the rotor shaft 6 are connected in the manner described

sind und an ihrem äußeren Umfang die üblichen Tür- 20 sind,and are the usual door 20 on their outer circumference,

binenschaufeln 25 tragen. Zwischen den Rotorringen, Der Innenraum eines jeden Zwischenstufenkörperscarry tine shovels 25. Between the rotor rings, the interior of each interstage body

steht über eine Bohrung 53 im Ring 42 mit der Mitte der Labyrinthdichtung 32, 33 in Verbindung, so daß sich der dort herrschende Luftdruck auf den Innenraum überträgt, wobei der auf den Wandungen 40, 41 ruhende Außendruck wenigstens zum Teil kompensiert wird. Diese Wände können daher verhältnismäßig dünn ausgebildet sein.is via a bore 53 in the ring 42 with the center of the labyrinth seal 32, 33 in connection, so that the air pressure prevailing there is transferred to the interior, with the pressure on the walls 40, 41 static external pressure is at least partially compensated. These walls can therefore be proportionate be made thin.

und zwar in der Strömungsrichtung des Arbeitsmittels vor ihnen, sind entsprechende Leitschaufelkränze 26 angeordnetj und die Leitschaufelfüße sind im Statorgehäuse 27 verankert.in the direction of flow of the working medium in front of them, there are corresponding guide vane rings 26 and the guide vane roots are anchored in the stator housing 27.

Die inneren Enden der Leitschaufeln 26 stehen mit hohlen, ringförmigen Zwischenstufenkörpern 28, 29 in Verbindung, die aus Blech bestehen und zwischen den benachbarten Rotorscheiben 21,22 und 23 liegen,The inner ends of the guide vanes 26 are provided with hollow, annular intermediate stage bodies 28, 29 in connection, which are made of sheet metal and lie between the adjacent rotor disks 21, 22 and 23,

und zwar unter Belassung eines kleinen axialen Spiels. 30 29 sind mehrere radial verlaufende, etwa rechteckigen Jeder Leitschaufelkranz ist am inneren Ende mit Querschnitt aufweisende Stütz- bzw. Abstandsplatten einer für alle Schaufeln gemeinsamen Grundplatte 30 vorgesehen, die mehrere Ausschnitte bzw. öffnungen (Fig. 2) versehen, die mit einer am Umfang der zu- 45 aufweisen, um ihr Gewicht niedrig zu halten und gehörigen Zwischenstufenkörper 28 bzw. 29 liegenden der in dem Körper eingeschlossenen Luft die Mög-Steile mittels eines tangemtialen Verbindungsgliedes 31 35 lichkeit zum Umlaufen zu geben. Obwohl die Zwigelenkjg gekuppelt ist. Auf diese Weise können sich schenstufenkörper nur an ihrem äußeren Umfange bedie Schaufeln bei Erwärmung in radialer Richtung
ausdehnen, und demnach ist eine genaue und sichere
Lagerung der Zwischenstufenkörper konzentrisch zur
Turbinenwelle 6 sichergestellt. Bei dem dargestellten 40
Ausführungsbeispiel beträgt der Abstand zwischen
benachbarten Rotorscheiben 21, 22, 23 in axialer
Richtung etwa S cm; dabei beträgt das axiale Spiel
zwischen einer Rotorscheibe und der gegenüberliegenden Fläche des benachbarten Zwischenstufenkörpers 45 förmig über die Fläche der Rotorscheiben 21, 22 und 28, 29 ungefähr 5 mm. 23 streichen lassen. Derart wird die Weglänge und diewhile leaving a small axial play. 30 29 are a plurality of radially extending, approximately rectangular. Each guide vane ring is provided at the inner end with cross-sectional support or spacer plates of a base plate 30 common to all blades to keep their weight low and to give the air enclosed in the body the possibility to circulate by means of a tangential connecting member 31 to the corresponding intermediate stage body 28 or 29. Although the Zwigelenkjg is coupled. In this way, stepped bodies can only use the blades on their outer circumference when heated in the radial direction
expand, and therefore is accurate and safe
Storage of the intermediate body concentric to
Turbine shaft 6 ensured. In the case of the 40
Embodiment is the distance between
adjacent rotor disks 21, 22, 23 in the axial
Direction about S cm; here is the axial play
between a rotor disk and the opposite surface of the adjacent intermediate stage body 45 in a shape over the surface of the rotor disks 21, 22 and 28, 29 approximately 5 mm. 23 can be deleted. Such is the path length and the

An der inneren zylinderförmigen Wand eines jeden Kühlwirkung der Luft, bezogen auf die durchfließende Zwischenstufenkörpers ist eine Labyrinthdichtung 32 Luftmenge, vergrößert.On the inner cylindrical wall of each cooling effect of the air, based on the flowing through Interstage body is a labyrinth seal 32 air volume, enlarged.

vorgesehen, die mit einem zylindrischen Flanschansatz Die spiralförmigen Rippen 46 werden zweckmäßigprovided with a cylindrical flange extension. The spiral ribs 46 are expedient

33 eines Abdichtungsgliedes zusammenwirkt, daszwi- 50 gemäß Fig. 2 so angeordnet, daß sie schmale spiral schen je einem Paar benachbarter Rotorscheiben liegt. förmige Kanäle mit nur geringer Steigung bilden. Jedes Abdichtungsglied weist zwei radiale Bohrungen
34, 35 od. dgl. auf, die mit radialen öffnungen 36 in
der Rotorwelle 6 in Verbindung stehen, so daß Kühlluft aus. der hohlen Rotorwelle in die Spalträume 55
zwischen je einem Zwischenstufenkörper 28, 29 und
der benachbarten Rotorscheibe 21, 22., 23 eintreten
kann.33 of a sealing member cooperates, which is arranged between 50 according to FIG. 2 so that it is narrow spiral each a pair of adjacent rotor disks. form shaped channels with only a slight slope. Each sealing member has two radial bores
34, 35 or the like, which are provided with radial openings 36 in
the rotor shaft 6 are in communication, so that cooling air from. of the hollow rotor shaft into the gap spaces 55
between an intermediate stage body 28, 29 and
of the adjacent rotor disk 21, 22., 23 occur
can.

Die vom Hauptverdichter gelieferte Kühlluft wirdThe cooling air supplied by the main compressor is

der hohlen Rotorwelle 6 zugeleitet, und ihre Bewe- 60 der Sfrömungsrichtung vorderen Fläche der Rotorgung wird durch Schaufeln unterstützt, die auf einer scheibe 21 und der hinteren Fläche der Rotorscheibe der Rotorscheiben des Verdichters sitzen und nach 23 gegenüberliegen; auch den hier gebildeten Spalten Art einer Fliehkraftpumpe wirken. Die Öffnungen 34 wird Kühlluft zugeführt leiten, die Kühlluft in die Ringräume, weiche — in der
Strömungsrichtung des Arbeitsmittels- gesehen, also 65
in der Zeichnung von links nach rechts gesehen —the hollow rotor shaft 6, and its movement 60 the front surface of the rotor rotation in the direction of flow is supported by blades which sit on a disk 21 and the rear surface of the rotor disk of the rotor disks of the compressor and are opposite to 23; The columns formed here also act like a centrifugal pump. The openings 34 are supplied with cooling air, the cooling air in the annular spaces, soft - in the
Direction of flow of the working medium, i.e. 65
seen from left to right in the drawing -

Im Inneren eines jeden Zwischenstufenkörpers 28,Inside each intermediate body 28,

festigt sind, sind sie daher doch steif genug, um dem auf ihren beiden ringförmigen Außenflächen lastenden Druckunterschied standhalten zu können.are fixed, they are therefore stiff enough to bear the weight on their two annular outer surfaces To be able to withstand pressure difference.

Die, in der Strömungsrichtung gesehen, vorderen und hinteren Außenflächen der Scheiben 40, 41 jedes Zwischenstufenkörpers tragen spiralförmige Rippen 46, die aus angeschweißten Blechen bestehen können und die Kühlluft auf ihrem Wege nach außen spiral-The front and rear outer surfaces, viewed in the direction of flow, of the disks 40, 41 each Interstage body carry spiral ribs 46, which can consist of welded metal sheets and the cooling air spiraling on its way to the outside

Bei dem dargestellten Ausführungsbeispiel sind fünf Rippen vorgesehen, die sich je über einen Winkel von ungefähr 300° erstrecken. Jede Rippe beginnt ungefähr 9,5 cm von der Rotorwelle entfernt und endet in einem Abstand von etwa 16,5 cm. Dabei sind die Kanäle 47 zwischen den Rippen etwa 1 cm breit.In the illustrated embodiment, five ribs are provided, each extending over an angle of extend approximately 300 °. Each rib starts approximately three inches from the rotor shaft and ends in a distance of about 16.5 cm. The channels 47 between the ribs are about 1 cm wide.

Entsprechende spiralförmige Rippen 46 sind auch auf den Statorwänden 48 vorgesehen, wo sie der inCorresponding spiral ribs 46 are also provided on the stator walls 48 where they are the same as in FIG

hinter den Rotorscheiben liegen. Die öffnungen 34 besitzen einen größeren Querschnitt als die öffnungen 35, welche die Luft in die Ringräume einführen,lie behind the rotor disks. The openings 34 have a larger cross section than the openings 35, which introduce the air into the annulus,

Bei dem dargestellten Ausführungsbeispiel beträgt der Durchmesser der Rotorscheiben an. den Füßen der Rotorschaufeln 25 etwa 42 cm. Der Durchmesser des ersten Dichtungsgliedes 33 zwischen der ersten und der zweiten Rotorscheibe 21„ 22 beträgt an der Stelle, wo ihm die Labyrinthdichtung 32 gegenüberliegt,In the illustrated embodiment, the diameter of the rotor disks is. the feet of Rotor blades 25 about 42 cm. The diameter of the first sealing member 33 between the first and the second rotor disk 21 "22 is at the point where it is opposite the labyrinth seal 32,

die — in Strömungs richtung gesehen — vor den 70 etwa 13,7 cm; der entsprechende Durchmesser desthe - seen in the direction of flow - in front of the 70 about 13.7 cm; the corresponding diameter of the

zweiten Dichtungsgliedes 33 beträgt 12,7 cm. Die Relativgeschwindigkeit der beiden zusammenwirkenden Teile dieser Labyrinthdichtung ändert sich natürlich proportional dem Durchmesser, und bei der beschriebenen Anordnung entstehen Relativgeschwindigkeiten in der Größenordnung eines Drittels der Geschwindigkeit, die sich ergeben würde, wenn die Zwischenstufendichtungen neben den Füßen der Laufschaufeln 25 liegen würden. Die beschriebene Bauart ermöglicht außerdem neben einer wirksamen Kühlung der Schaufeln und der damit zusammenhängenden Teile in gewissem Grade einen Ausgleich des auftretenden Axialdrucks, wobei gleichzeitig eine leichte und gedrungene Bauart sichergestellt ist.second sealing member 33 is 12.7 cm. The relative speed of the two interacting Parts of this labyrinth seal will of course change proportionally to the diameter, and in the case of the one described Arrangement arise relative speeds in the order of a third of the Speed that would result if the interstage seals were next to the feet of the Blades 25 would be. The design described also enables an effective one Cooling the blades and related parts to some extent compensate for it the occurring axial pressure, while at the same time ensuring a light and compact design.

Claims

Patent claims:

1. Multi-stage axial flow machine, in particular gas turbine, the guide vanes on their outer ends attached to a stator housing enclosing the working space of the machine ao are and at their radially inner ends carry an annular intermediate stage body that on its inside carries sealing members, which are seated with a circumferential, on the rotor shaft Sealing member together form an interstage seal, the diameter of the sealing member is much smaller than the diameter of the guide vane roots and the annular spaces compressed air is supplied between the intermediate stage bodies and the carriers, thereby characterized in that the supply channels (34) for the compressed air to the annular spaces in the direction of flow in front of the intermediate stage bodies (28, 29) have a larger cross-section as the supply channels (35) for the compressed air to the annular spaces, which in the flow direction behind the Intermediate bodies (28, 29) lie.

2. Machine according to claim 1 with a hollow rotor shaft, characterized in that the feed channels (34, 35) for the compressed air to the annular spaces in the wall of the hollow rotor shaft (6) are arranged.

3. Machine according to claim 2 with exhaust gas turbine, characterized in that the annular spaces supplied air a so much lower tem ■ temperature than the turbine exhaust has that it acts as cooling air at the same time.

4. Machine according to one of the preceding claims, characterized in that the axial Game between the side walls (40, 41) of the Interstage body (28 or 29) and the adjacent surfaces of the rotor disks (21, 22, 23) less than half and expediently one eighth of the axial distance between adjacent ones Rotor disks is.

5. Machine according to one of the preceding claims, characterized in that the Intermediate body (28, 29) designed in the manner of a double-walled, hollow ring container and inside by substantially radially arranged between the annular walls (40, 41) the body provided spacer plates (44) is stiffened.

6. Machine according to claim 5, characterized in that the hollow intermediate stage body (28, 29) is provided with channels (53) for the supply of compressed air, the pressure of which between the on pressures prevailing on both sides of the intermediate body.

7. Machine according to one of the preceding claims, characterized in that the The diameter of the sealing member (33) is smaller than half the diameter of the base plate (30) for the blade roots (26) of that vane ring on which the intermediate stage body (28 or 29) is arranged.

8. Machine according to one of the preceding claims, characterized in that the Diameter of the sealing member (33) one third of the diameter of the base plate (30) for the Blade roots (26) of that vane ring is on which the intermediate stage body (28 or 29) is arranged.

9. Gas turbine plant according to claim 3 or one of claims 4 to 8, with one of the turbine driven and coaxially arranged compressor, the compressed air one or more Combustion chambers supplies from which the combustion products are fed to the turbine are characterized in that the annular spaces between the rotor disks (21, 22, 23) and the annular intermediate stage bodies (28,29) supplied coolant from the main compressor delivered and the said annular spaces via one or more inwardly directed, im Compressor rotor provided channels and a provided in the compressor and turbine shaft pipe is fed.

Considered publications:
German Patent No. 841 754;
Swiss patent specification No. 242 703.

1 sheet of drawings