DE1163604B

DE1163604B - Cooling device for gas turbine runner

Info

Publication number: DE1163604B
Application number: DEV22392A
Authority: DE
Inventors: Reinhold Flemming; Konrad Kotzek
Original assignee: GASTURBINENBAU und ENERGIEMASC
Current assignee: GASTURBINENBAU und ENERGIEMASC
Priority date: 1962-04-21
Filing date: 1962-04-21
Publication date: 1964-02-20

Description

Kühleinrichtung für Gasturbinenläufer Die Erfindung betrifft eine Kühleinrichtung für Gasturbinenläufer, die aus zwei oder mehr mit Zentrierbunden versehenen, durch Zugschrauben verbundenen Turbinenvollscheiben bestehen, an deren erster Turbinenscheibe, im Bereich axialer Bohrungen, der Strömungsrichtung zugewandt, Kühlluft einführende Öffnungen am Umfang des Flansches der Turbinenwelle und/oder der Scheibennabe angeordnet sind und wobei Kühlluft ausführende, radial angeordnete Öffnungen in der Nabe der nächsten und folgenden Turbinenscheiben vorgesehen sind. Kühleinrichtungen dieser Art sind bekannt. Die die Zugschrauben aufnehmenden axialen Bohrungen weisen einen etwas größeren Durchmesser auf. Der dabei verbleibende Ringraum dient zur Zuführung der Kühlluft. Da aus Festigkeitsgründen die Bohrungen im Durchmesser nicht beliebig groß ausgeführt werden können, ist der erreichbare Kühleffekt begrenzt, da die Kühlluftmenge, die durch den verbleibenden Ringraum strömt, gering ist.Cooling device for gas turbine rotors The invention relates to a Cooling device for gas turbine rotors consisting of two or more with centering collars provided, connected by lag screws, full turbine disks exist, at their first turbine disk, in the area of the axial bores, facing the direction of flow, Cooling air introducing openings on the circumference of the flange of the turbine shaft and / or the disc hub are arranged and wherein cooling air exporting, radially arranged Openings are provided in the hub of the next and following turbine disks. Cooling devices of this type are known. The axial ones accommodating the lag screws Bores have a slightly larger diameter. The remaining annulus serves to supply the cooling air. Because for reasons of strength the bores in the diameter cannot be made arbitrarily large, the achievable cooling effect is limited, because the amount of cooling air that flows through the remaining annular space is small.

Weiterhin ist bekannt, die Verdichterluft der letzten Verdichterstufe zu entnehmen und durch die hohle Turbinenwelle dem Ringraum zwischen den Turbinenscheiben zuzuführen. Die Kühlluft strömt dabei so aus in der Turbinenwelle angeordneten Bohrungen, daß die Turbinenscheiben von der Kühlluft bestrichen werden. Bei Verwendung von Turbinenvollscheiben strömt die Kühlluft durch Rohrleitungen in die hohlen Leitschaufeln, von dort in eine mit öffnungen versehene Ringkammer, aus der die Kühlluft über die Fläche der Turbinenscheibe streicht.It is also known, the compressor air of the last compressor stage and through the hollow turbine shaft the annular space between the turbine disks to feed. The cooling air flows out of the bores arranged in the turbine shaft, that the turbine disks are brushed by the cooling air. When using Full turbine disks, the cooling air flows through pipes into the hollow guide vanes, from there into an annular chamber provided with openings, from which the cooling air passes through the Surface of the turbine disk.

Weiterhin ist bekannt, bei zweistufigen Turbinen die Kühlluft durch axiale Bohrungen in der ersten Turbinenscheibe dem Ringraum zwischen den Turbinenscheiben zur Kühlung zuzuführen.It is also known that the cooling air is passed through in two-stage turbines axial bores in the first turbine disk the annular space between the turbine disks to be supplied for cooling.

Eine andere bekannte Ausführung ist die Anordnung von Kanälen in den Leitschaufeln, durch die die Verdichterluft, bei Umströmung einer in den Ringraum hineinragenden Rippe, zwischen die beiden nächstfolgenden Turbinenscheiben gelangt.Another known design is the arrangement of channels in the Guide vanes through which the compressor air flows into the annular space when it flows around one protruding rib, gets between the next two turbine disks.

Die bekannten Ausführungen benötigen zur Erreichung der gewünschten Kühlwirkung zusätzliche Bauelemente und Einrichtungen. Bei einer zusätzlichen Durchbohrung der Turbinenscheiben ergeben sich Schwächungen im Querschnitt der Turbinenscheibe.The known versions need to achieve the desired Cooling effect of additional components and facilities. With an additional cannulation of the turbine disks, there are weaknesses in the cross section of the turbine disk.

Aufgabe der Erfindung ist die Zuführung des Kühlmittels in den Ringraum zwischen den Turbinenscheiben ohne zusätzliche Bauelemente sowie ohne Schwächungendes QuerschnittesderTurbinenscheiben.The object of the invention is to supply the coolant into the annular space between the turbine disks without additional components and without a weakening end Cross section of the turbine disks.

Erfmdungsgemäß wird die Aufgabe dadurch gelöst, daß die Kühllufteinführungsöffnungen als radiale Ausnehmungen am Flanschumfang oder an der Scheibennabe ausgebildet sind und bei an sich bekannter Anordnung axialer Bohrungen zur Demontage in der Nabe der Scheiben diese Bohrungen als Kühlluftleitung dienen. Hierbei ist die Ausbildung von Kühlluft-Führungsöffnungen als radiale Ausnehmungen speziell am Flanschumfang der Gasturbinenwelle zwar an sich schon bekannt, jedoch in einer Verwendung zur Kühlluftausführung.According to the invention, the object is achieved in that the cooling air inlet openings are designed as radial recesses on the flange circumference or on the disc hub and with a known arrangement of axial bores for dismantling in the hub of the discs these holes serve as cooling air ducts. Here is the training of cooling air guide openings as radial recesses, especially on the flange circumference the gas turbine shaft is already known per se, but in a use for Cooling air version.

Durch die Erfindung ist vorteilhaft erreicht, daß die vorhandenen Bohrungen zum Abdrücken der Scheiben gleichzeitig zur Zuführung der Kühlluft herangezogen werden. Es entfallen somit zusätzliche Bohrungen zur Zuführung der Kühlluft, wobei gleichzeitig eine einfache Form des Demontierens der Scheiben garantiert ist. Eine vorteilhafte Anwendung ergibt sich dadurch, daß die in der Nabe befindlichen Öffnungen im Bereich des die Läuferscheiben zentrierenden Flansches ausgearbeitet sind und die Nabe am Umfang im Bereich der Öffnung abgeflacht ist. Bei dieser Ausführung sind keine zusätzlichen Bohrungen in der Nabe der Turbinenscheibe erforderlich. Gleichzeitig strömt durch die Abflachung der Nabe am Umfang die Kühlluft fächerförmig an die Turbinenscheiben, so daß ein besonders günstiger Kühleffekt erreicht wird.The invention advantageously achieves that the existing Holes for pressing the panes are used at the same time for supplying the cooling air will. There are therefore no additional bores for supplying the cooling air, with at the same time a simple form of dismantling the panes is guaranteed. One advantageous application results from the fact that the openings in the hub are worked out in the area of the flange centering the carriers and the hub is flattened on the circumference in the area of the opening. In this version no additional holes are required in the hub of the turbine disk. At the same time, the cooling air flows in a fan shape through the flattened hub on the circumference to the turbine disks, so that a particularly favorable cooling effect is achieved.

Bei einer anderen Ausführung sind die in der Nabe befindlichen Öffnungen außerhalb des Zentrierflansches unmittelbar in an sich bekannter Weise im Bereich der zu kühlenden Fläche der Turbinenscheibe und vorzugsweise in Form von Schlitzen parallel zum Scheibenrand angeordnet. Den Öffnungen ist ein in den axialen Bohrungen befindliches zylindrisches hohles Einsatzstück zugeordnet, welches eine, das Kühlmedium über die radialen Öffnungen schräg zu dem Fuße der Turbinenscheiben führende, Durchbrechung aufweist. Durch diese Ausführung der öffnungen wird die gleiche günstige fächerförmige Kühlung der Turbinenscheiben erreicht. Die axialen Bohrungen in der Nabe der Turbinenscheibe sind durch einen, an der letzten Turbinenscheibe angeordneten Verschluß, welcher mit einer Durchlüftungsbohrung versehen ist, abgeschlossen. Der Verschluß ermöglicht, daß unter der Wirkung der durch die Durchlüftungsbohrung strömenden Luft eine Luftbewegung auch im hinteren Bereich der axialen Bohrung erfolgt. Damit wird gleichzeitig eine Belüftung der Rückseite der letzten Turbinenscheibe erzielt.In another embodiment, the openings in the hub are outside the centering flange directly in a known manner in the area the surface of the turbine disk to be cooled and preferably in the form of slots arranged parallel to the edge of the pane. One of the openings is in the axial bores located cylindrical hollow insert assigned, which one, the cooling medium Through the radial openings obliquely to the foot of the turbine disks, opening having. This design of the openings results in the same favorable fan-shaped Cooling of the turbine disks achieved. The axial holes in the hub of the turbine disk are replaced by one on the last turbine disk Closure, which is provided with a ventilation hole, completed. Of the Closure allows that under the action of flowing through the ventilation hole Air an air movement also takes place in the rear area of the axial bore. In order to ventilation of the rear of the last turbine disk is achieved at the same time.

Nach der Erfindung strömt die Verdichterluft, ohne Anordnung zusätzlicher axialer Kanäle, durch die bereits für die Demontage zum Abdrücken der in der Zentrierung zusammenhaftenden Turbinenscheiben benötigten axialen Bohrungen und kühlt damit gleichzeitig, durch die Anordnung der Austrittsöffnung in der Nabe, die Turbinenscheiben. Als Kühlmittel dient vorzugsweise der letzten Verdichterstufe entnommene Luft.According to the invention, the compressor air flows without any additional arrangement axial channels through which already for dismantling to push off in the centering Turbine disks adhering together required axial bores and thus cools at the same time, due to the arrangement of the outlet opening in the hub, the turbine disks. Air taken from the last compressor stage is preferably used as the coolant.

In der Zeichnung sind zwei Ausführungsarten der Erfindung beispielsweise näher erläutert. Es zeigt A b b. I einen Turbinenrotor, bei dem das Kühlmittel durch eine Öffnung in der Zentrierung austritt. A b b. I a Ausschnitt x nach A b b. I, A b b. 1I wie A b b. I, bei dem das Kühlmittel außerhalb der Zentrierung austritt, A b b. 1I a Ausschnitt y nach A b b. 1I.In the drawing, two embodiments of the invention are for example explained in more detail. It shows A b b. I a turbine rotor in which the coolant passes through an opening emerges in the centering. A b b. I a section x according to A b b. I, A b b. 1I as in A b b. I, in which the coolant escapes outside of the centering, A b b. 1I a section y according to A b b. 1I.

In der A b b. I und II tritt die Kühlluft durch die im Bereich der axialen Bohrungen 1 an der ersten Turbinenscheibe der Strömungsrichtung zugewandten radialen Ausnehmung 2 in die axialen Bohrungen 1 ein und strömt aus radial angeordneten Öffnungen 3 in den Ringraum zwischen den Turbinenscheiben. Bei der Ausführung nach A b b. I sind die in der Nabe befindlichen Öffnungen 3 zur Kühlung der Turbinenscheibe im Bereich des die Läuferscheiben zentrierenden Flansches ausgearbeitet, die Nabe 4 ist dabei am Umfang im Bereich der Öffnung 3 abgeflacht.In the A b b. I and II the cooling air passes through the in the area of the axial bores 1 on the first turbine disk facing the direction of flow radial recess 2 into the axial bores 1 and flows out of radially arranged Openings 3 in the annular space between the turbine disks. When running after A b b. I are the openings 3 in the hub for cooling the turbine disk worked out in the area of the flange centering the carrier disks, the hub 4 is flattened on the circumference in the area of the opening 3.

Bei der Ausführung nach A b b. 11 sind zur Kühlung der Turbinenscheiben die in der Nabe 4 befind- , lichen Öffnungen 3 außerhalb des Zentrierfiansches unmittelbar im Bereich der Turbinenscheiben angeordnet. Die Öffnungen 3, in Form von parallel zum Scheibenrand angeordneten Schlitzen, verlaufen von den Bohrungen 1 zu dem Ringraum zwischen den Turbinenscheiben. Den Öffnungen 3 ist ein, in den axialen Bohrungen 1 befindliches zylindrisches hohles Einsatzstück 5 zugeordnet, welches das Kühlmedium über die radialen Öffnungen 3 schräg zu dem Fuß der Turbinenscheiben führende Durchbrechungen 6 aufweist.When executing according to A b b. 11 are for cooling the turbine disks located in the hub 4, union openings 3 outside of the centering flange directly arranged in the area of the turbine disks. The openings 3, in the form of parallel Slits arranged to the edge of the disk run from the bores 1 to the annular space between the turbine disks. The openings 3 is one in the axial bores 1 located cylindrical hollow insert 5 assigned, which the cooling medium Through the radial openings 3 obliquely to the foot of the turbine disks leading openings 6 has.

Dieser Kühleffekt nach den A b b. I und II läßt sich bei beliebig viel Turbinenscheiben erreichen. Wird die Kühlung der letzten Turbinenscheibe nicht benötigt, so entfallen zwischen den letzten Turbinenstufen die Kühlluft ausführenden radialen Öffnungen 3.This cooling effect according to A b b. I and II can be used with any achieve a lot of turbine disks. Will not cool the last turbine disk is required, there is no need for cooling air between the last turbine stages radial openings 3.

Am Ende der axialen Bohrungen 1 ist in dem Wellenstumpf 7, welcher die axiale Bohrung 1 verdeckt, eine Durchlüftungsbohrung 8 angeordnet, die es ermöglicht, daß unter der Wirkung der durch die Durchlüftungsbohrung 8 strömenden Luft eine Luftbewegung bis zu den letzten radialen Öffnungen 3 erfolgt. Außerdem wird mit dem durch die Durchlüftungsbohrung 8 strömenden Luftstrom eine Belüftung der Rückseite der letzten Turbinenseite erreicht.At the end of the axial bores 1 , a ventilation hole 8 is arranged in the stub shaft 7, which covers the axial hole 1 , which allows air to move as far as the last radial openings 3 under the action of the air flowing through the ventilation hole 8. In addition, with the air flow flowing through the ventilation hole 8, ventilation of the rear side of the last turbine side is achieved.

Sind zur Kühlung noch Scheiben angeordnet, so daß zwischen den Turbinenscheiben und an den angeordneten Scheiben ein Zwischenraum gebildet wird, in dem die Kühlluft bis zu den Schaufelfüßen strömt, ist die Ausbildung des Turbinenläufers die gleiche, wie bereits beschrieben. Jedoch tritt bei dieser Ausführung die Kühlluft so aus den radialen Öffnungen in der Nabe außerhalb der Zentrierung, daß sie zwischen der angeordneten Scheibe und Turbinenscheibe in den dadurch gebildeten Zwischenraum zu den Schaufelfüßen strömt.Are disks arranged for cooling, so that between the turbine disks and a space is formed on the arranged disks, in which the cooling air flows to the blade roots, the design of the turbine rotor is the same, as already described. However, in this design, the cooling air emerges in this way the radial openings in the hub out of centering that they are between the arranged disc and turbine disc in the space formed thereby flows to the blade roots.

Claims

Claims: 1. Cooling device for gas turbine rotors, which consists of two or more full turbine disks provided with centering collars and connected by lag screws exists, on whose first turbine disk, in the area of axial bores, the direction of flow facing, cooling air introducing openings on the circumference of the flange of the turbine shaft and / or the disk hub are arranged, and wherein cooling air exporting, radially arranged openings are provided in the hub of the next and following turbine disks are, characterized in that the cooling air inlet openings as radial recesses (2) are formed on the flange circumference or disc hub and are known per se Arrangement of axial bores (1) for dismantling in the hub of the disks these bores serve as a cooling air duct.

2. Cooling device according to claim 1, characterized in that the openings (3) located in the hub (4) are worked out in the region of the flange centering the turbine disks and the hub (4) is flattened on the circumference in the region of the openings (3).

3. Cooling device according to claim 1, characterized in that that the openings in the hub (3) outside of the centering flange in in a manner known per se directly in the area of the surface of the turbine disks to be cooled and are arranged in the form of slots parallel to the edge of the pane.

4. Cooling device according to claim 3, characterized in that the openings (3) outside the centering flange a cylindrical hollow insert (5) located in the axial bores (1) is assigned '. which the cooling medium through the radial openings (3) obliquely to at the foot of the turbines: @ disc leading openings (6) open, # vereist.

5. Cooling device according to claim 1 to 3, characterized by a closure of the axial bores (1) in the last turbine disk, which is provided with a ventilation bore (8) .

6. Cooling device according to claim 1 to 5, characterized in that that in a manner known per se, the last compressor stage is withdrawn from air as a coolant serves. Documents considered: Swiss Patent No. 294130; French Patent No. 1017 511; British Patent No. 775 057; U.S. Patent No. 2,618 l20.