DE19644378A1 - Kühlluft-Versorgungssystem einer axial durchströmten Gasturbine - Google Patents
Kühlluft-Versorgungssystem einer axial durchströmten GasturbineInfo
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Description
Die Erfindung bezieht sich auf das Gebiet der Strömungsma
schinen. Sie betrifft ein Kühlluft-Versorgungssystem einer
axial durchströmten Gasturbine, bei welchem aus mindestens
einem Verdichterplenum Kühlluft mit niedrigerem Druck als der
Verdichteraustrittsdruck entnommen und anschließend einem
Turbinenplenum zugeführt wird.
Bei Gasturbinen ist es bekannter Stand der Technik, die Kühl
luft zur Kühlung der Turbinenschaufeln, Wärmestausegmente und
des Rotors nach bestimmten Stufen des Verdichters verschiede
nen Verdichterplenen zu entnehmen.
Die Luft wird über recht große Luftentnahmestutzen durch das
Verdichtergehäuse hindurchgeführt und über ein daran ange
schlossenes Rohrsystem zur Turbine geleitet. Die Rohre sind
über Flansche an dem Teil des Turbinengehäuses befestigt, un
ter welchem sich das Turbinenplenum befindet, so daß die
Kühlluft in dieses Plenum strömt und von dort aus im Turbi
nenkühlluftsystem verteilt wird.
Eine solche Lösung erfordert jedoch wegen der großen Luft
entnahmestutzen und der recht langen Rohre, die außerhalb
der Maschine entlanggeführt werden, viel Platz.
Die Rohre sind dann besonders lang, wenn die verdichtete Luft
vor Eintritt in das Turbinenplenum noch über einen Kühler ge
führt werden muß.
Bei modernen Gasturbinen mit hohen Druckverhältnissen müssen
die Rohre zusätzlich einen sehr großen Querschnitt aufwei
sen, damit zwecks Vermeidung von Druckverlusten sehr große
Luftmengen zur Turbine geführt werden können. Neben dem gro
ßen Platzbedarf entstehen als weitere Nachteile durch die
Montage und die notwendige Überwachung der Rohre auch sehr
hohe Kosten.
Die Erfindung versucht, alle diese Nachteile zu vermeiden.
Ihr liegt die Aufgabe zugrunde, ein einfaches Kühlluft-Ver
sorgungssystem für eine Gasturbine zu schaffen, das nur wenig
Platz benötigt, große Druckverluste vermeidet und preiswert
zu realisieren ist.
Erfindungsgemäß wird dies bei einem Kühlluft-Versorgungssy
stem einer axial durchströmten Gasturbine, bei welcher Ver
dichter und mindestens eine Turbine auf einer gemeinsamen
Welle angeordnet sind und zwischen diesen mindestens eine
Ringbrennkammer vorgesehen ist, wobei im Verdichter minde
stens ein Verdichterplenum zur Entnahme von Kühlluft mit
niedrigerem Druck als der Verdichteraustrittsdruck und in der
Turbine mindestens ein Turbinenplenum angeordnet sind, und
das mindestens eine Verdichterplenum über geeignete Mittel
mit dem Turbinenplenum in Verbindung steht, über welche Mit
tel die Kühlluft von dem mindestens einen Verdichterplenum
zum Turbinenplenum geleitet und von dort aus im Turbinenkühl
luftsystem verteilt wird, dadurch erreicht, daß die besagten
Mittel zur Verbindung des mindestens einen Verdichterplenums
mit dem Turbinenplenum innerhalb der Maschine angeordnet
sind.
Die Vorteile der Erfindung bestehen darin, daß gegenüber dem
bekannten Stand der Technik die Wege der Kühlluft vom Ver
dichter zur Turbine verkürzt werden, daß außerhalb der Ma
schine Platz gespart wird und daß vor allem bei Gasturbinen
mit großem Druckverhältnis die Druckverluste verringert wer
den.
Es ist besonders zweckmäßig, wenn das Mittel zur Verbindung
des Verdichterplenums mit dem Turbinenplenum ein zwischen den
beiden Plenen angeordneter Ringraum ist, welcher von den Wän
den eines doppelwandig ausgebildetes Gehäuse begrenzt ist.
Dieser Ringraum verbindet den Ringraum des Verdichterentnah
meplenums mit dem Ringraum des Turbinenplenums und ermöglicht
ein Durchströmen der Kühlluft. Durch den großen Querschnitt
des von den Gehäusewänden begrenzten Ringraumes im Vergleich
zum Querschnitt der Rohre nach dem Stand der Technik werden
kleinere Geschwindigkeiten der Kühlluft realisiert, was zu
kleineren Druckverlusten führt. Das ist besonders vorteil
haft, wenn Gasturbinen mit hohen Druckverhältnissen verwendet
werden. Außerdem wird bei dieser Ausführungsvariante gleich
zeitig in vorteilhafter Weise das Gehäuse gekühlt.
Ferner ist es vorteilhaft, wenn die Mittel zur Verbindung des
mindestens einen Verdichterplenums mit dem Turbinenplenum
Rohre sind, die zwischen den Plenen im Inneren der Maschine
in der Nähe der Gehäusewand angeordnet sind. Auch mit dieser
Variante werden die Luftwege verkürzt und man spart außer
halb der Maschine Platz.
Weiterhin ist es zweckmäßig, wenn die Mittel zur Verbindung
des mindestens einen Verdichterplenums mit dem Turbinenplenum
Kanäle sind, welche innerhalb des Gehäuses angeordnet sind.
Bei dieser Ausführungsform wird nicht nur Platz gespart, son
dern ebenfalls gleichzeitig das Gehäuse effektiv gekühlt.
Schließlich wird mit Vorteil mindestens ein Zwischenkühler
für die Kühlluft in den Rohren bzw. im Zwischenraum des dop
pelten Gehäuses angeordnet. Durch Einsatz eines Zwischenküh
lers, mit dem beispielsweise in die heiße Kühlluft Wasser
eingespritzt wird, wird erreicht, daß der Energieverlust mi
nimiert wird.
In der Zeichnung sind mehrere Ausführungsbeispiele der Erfin
dung anhand einer Gasturbine mit sequentieller Verbrennung
dargestellt.
Es zeigen:
Fig. 1 einen Längsschnitt der schematisch dargestellten
Gasturbine mit einem Kühlluft-Versorgungssystem nach
dem Stand der Technik;
Fig. 2 einen Teillängsschnitt der Gasturbine in einer ersten
erfindungsgemäßen Ausführungsvariante;
Fig. 3 einen Teillängsschnitt der Gasturbine gemäß Fig. 2.
mit zusätzlicher Wassereinspritzung;
Fig. 4 einen Teillängschnitt der Gasturbine in einer weite
ren Ausführungsvariante;
Fig. 5 einen Teillängsschnitt der Gasturbine gemäß Fig. 4
mit zusätzlicher Wassereinspritzung;
Fig. 6 einen Teillängsschnitt der Gasturbine in einer weite
ren Ausführungsvariante;
Fig. 7 einen Teilquerschnitt des Gehäuses von Fig. 6 entlang
der Linie VII-VII.
Es sind nur die für das Verständnis der Erfindung wesentli
chen Elemente gezeigt. Nicht dargestellt sind von der Anlage
beispielsweise das Abgasgehäuse und der Kamin. Die Strömungs
richtung der Luft ist mit Pfeilen bezeichnet.
Nachfolgend wird die Erfindung anhand von Ausführungsbeispie
len und der Fig. 1 bis 7 näher erläutert.
Fig. 1 stellt den bekannten Stand der Technik dar. Sie zeigt
einen Längsschnitt einer schematisch dargestellten axial
durchströmten Gasturbine mit sequentieller Verbrennung ein
schließlich des Kühlluft-Versorgungssystems (ohne Rotorkühl
luftsystem und ohne Hochdruckkühlluftsystem).
Auf einer gemeinsamen Welle 1 sind ein Verdichter 2 und zwei
Turbinen 3, 4 angeordnet. Zwischen dem Verdichter 2 und der
ersten einstufigen Turbine 3 befindet sich eine erste Ring
brennkammer 5, deren Heißgase die erste Turbine 3 beauf
schlagen. Zwischen der ersten Turbine 3 und der zweiten Tur
bine 4 ist eine zweite Ringbrennkammer 6 (Nachbrennkammer)
angeordnet, deren Heißgase die zweite Turbine 4 beaufschla
gen.
Am Verdichter 2 sind nach bestimmten Verdichterstufen drei
Plenen 7 angeordnet, in denen Verdichterluft mit niedrigerem
Druck als der Verdichteraustrittsdruck vom Verdichter entnom
men und dort gesammelt wird. Die Kühlluft wird von diesen
Plenen 7 aus über hier nicht dargestellte große Luftentnah
mestutzen durch das Gehäuse hindurch in Rohre 8, 9 geleitet,
die außerhalb der Maschine angeordnet sind und die Kühlluft
zum Turbinenplenum 10 führen.
Das Rohrsystem 8 führt dabei die Kühlluft für den Turbinen
schaufelträger und die Leitschaufelstufen drei und vier. Die
Luft strömt vom Ende des Schaufelträgers bis zur dritten
Leitschaufelstufe und kühlt dabei den Schaufelträger, die
nicht dargestellten Wärmestausegmente, die Füße der Leit
schaufeln in Stufe vier und fünf und die Leitschaufeln der
Stufe drei, bevor sie in den Heißgasstrom mündet.
Im Rohrsystem 9 ist ein Zwischenkühler 11 angeordnet, so daß
die durch das Rohrsystem 9 strömende Luft durch Wasserinjek
tion gekühlt wird, bevor auch sie in das Turbinenplenum 10
einströmt und von dort aus im Turbinenkühlsystem verteilt
wird, z. B. zur Kühlung der Turbineneintrittssegmente, der
zweiten Leitschaufelstufe und der zweiten und dritten Turbi
nenlaufschaufelstufen.
Das Rotorkühlluftsystem ist in der Fig. 1 nicht dargestellt,
die dafür benötigte Luft wird aus dem Verdichterplenum 7 mit
dem niedrigsten Druck entnommen. Ebenso nicht dargestellt ist
das Hochdruckkühlluftsystem für die Turbinenstufe 1, d. h. für
die erste Turbine 3.
Bei dieser Ausführung nach dem Stand der Technik wird wegen
der außerhalb der Maschine angeordneten Rohre 8 und 9 mit
integriertem Zwischenkühler 11 und der großen Luftentnahme
stutzen sehr viel Platz benötigt. Die Rohre 8 und 9 müssen
große Durchmesser haben, um große Luftmenge transportieren
zu können, damit die Druckverluste möglichst gering sind.
Außerdem ist die Belastung des Gehäuses 12 sehr groß, weil
die Druckdifferenz bei Gasturbinen mit hohem Druckverhältnis
(hier z. B. 32 bar : 20 bar : 1 bar) sehr groß ist. Diese
Nachteile können mit der erfindungsgemäßen Lösung, die in
den Fig. 2 bis 7 dargestellt ist, beseitigt werden.
Fig. 2 zeigt einen Teillängsschnitt der Gasturbine im Bereich
zwischen dem Verdichterentnahmeplenum 7 und dem Turbinenple
num 10. Die Gasturbine ist wie in Fig. 1 beschrieben aufge
baut mit dem Unterschied, daß das Gehäuse 12 zwischen dem
Niederdruck-Verdichterentnahmeplenum 7 und dem Turbinenplenum
10 doppelwandig ausgebildet ist und dadurch ein Ringraum 13
geschaffen wird, der die beiden Plenen 7 und 10 miteinander
verbindet. Die Kühlluft für die Turbine kann nun innerhalb
der Maschine vom Verdichterentnahmeplenum 7 über den Ringraum
13 zum Turbinenplenum 10 strömen. Ein Teil der Kühlluft dient
der Kühlung der zweiten Brennkammer 6.
Durch die Erfindung verkürzen sich die Luftwege, und die
Strömungsgeschwindigkeit ist wegen des größeren Strömungs
querschnittes geringer, so daß die Druckverluste gegenüber
dem bekannten Kühlluft-Versorgungssystem geringer sind. Von
Vorteil ist weiterhin, daß durch diese erfindungsgemäße
Kühlluftführung das Gehäuse 12 gekühlt wird. Es wird außer
dem geringer belastet, weil die Druckdifferenz über das Ge
häuse 12 kleiner wird, im Idealfall um zweimal. Da die Luft
entnahmestutzen am Gehäuse und die äußeren Rohre 8 und 9
entfallen, ist mehr Platz für Brennerdurchführungen, insbe
sondere bei ausbaubaren Brennern der Doppelkegelbauart, vor
handen. Das gesamte Kühlluft-Versorgungssystem ist gegenüber
dem bekannten Stand der Technik wesentlich vereinfacht.
Fig. 3 zeigt eine Ausführungsvariante, die sich von der in
Fig. 2 dargestellten nur dadurch unterscheidet, daß inner
halb des doppelwandigen Gehäuses 12, also im Ringraum 13, zu
sätzlich ein Zwischenkühler 11 angeordnet ist. Mittels Was
sereinspritzung in den Ringraum 13 wird somit die Kühlluft
vor Eintritt in den Ringraum des Turbinenplenums 10 gekühlt.
Fig. 4 zeigt ein weiteres Ausführungsbeispiel der Erfindung.
Die Gasturbine ist wiederum im wesentlichen wie in Fig. 1 be
schrieben aufgebaut, es handelt sich also um eine Gasturbine,
welche mit sequentieller Verbrennung und einem hohem Druck
verhältnis arbeitet. In einem Teillängsschnitt der Gasturbine
im Bereich zwischen Verdichterentnahmeplenum 7 und Turbinen
plenum 10 ist dargestellt, daß die Mittel, über welche die
beiden Plenen 7 und 10 in Verbindung stehen, in diesem Falle
Rohre 14 sind, welche im Inneren der Maschine nahe des Gehäu
ses 12 angeordnet sind. Über diese Rohre 14 gelangt die Kühl
luft vom Verdichterplenum 7 in das Turbinenplenum 10 und wird
von dort aus im Turbinenkühlsystem verteilt.
Fig. 5 zeigt in einem Teillängsschnitt eine weitere Ausfüh
rungsvariante, die sich von der in Fig. 4 gezeigten nur da
durch unterscheidet, daß zusätzlich in den Rohre 14 ein in
terner Kühler 11 angeordnet ist, der der Wassereinspritzung
und damit der Kühlung der Kühlluft dient. Gegenüber der Aus
führungsvariante gemäß Fig. 3 hat das den Vorteil, daß die
Rohre mechanisch stabiler sind.
In Fig. 6 ist ein weiteres Ausführungsbeispiel der Erfindung
dargestellt, welches im Zusammenhang mit dem Querschnitt
durch das Gehäuse gemäß Fig. 7 zu erläutern ist. Bei diesem
Ausführungsbeispiel sind die erfindungsgemäßen Mittel zur
Verbindung der in diesem Falle zwei Verdichterplenen 7 mit
dem Turbinenplenum 10 Kanäle 15 bzw. 16, welche in einem dick
ausgebildeten Gehäuse 12 zwischen den Plenen 7 und 10 ange
ordnet sind. Über diese Kanäle 15, 16, von denen mehrere bei
spielsweise abwechselnd über den Umfang verteilt im Gehäuse
12 angeordnet sind, gelangt die Kühlluft von den Verdich
terentnahmeplenen 7, die unterschiedlichen Druck aufweisen,
z. B. 16 bar und 1 bar, auf kurzem Wege zum Turbinenplenum 10.
Selbstverständlich ist die Erfindung nicht auf die hier ge
zeigten Ausführungsbeispiele beschränkt. Sie ist auch anwend
bar für Gasturbinen mit niedrigeren normalen Druckverhältnis
sen und Gasturbinen mit nur einer Brennkammer.
1
Welle
2
Verdichter
3
erste Turbine
4
zweite Turbine
5
Brennkammer
6
Nachbrennkammer
7
Verdichterplenum
8
äußeres Rohrsystem
9
äußeres Rohrsystem
10
Turbinenplenum
11
Zwischenkühler
12
Gehäuse
13
Ringraum zwischen Pos.
7
und Pos.
10
14
Rohre im Inneren der Maschine
15
Kanal in Pos.
12
16
Kanal in Pos.
12
Claims (5)
1. Kühlluft-Versorgungssystem einer axial durchströmten
Gasturbine, bei welcher Verdichter (2) und mindestens
eine Turbine (3) auf einer gemeinsamen Welle (1) ange
ordnet sind und zwischen diesen mindestens eine Ring
brennkammer (5) vorgesehen ist, wobei im Verdichter (2)
mindestens ein Verdichterplenum (7) zur Entnahme von
Kühlluft mit niedrigerem Druck als der Verdichteraus
trittsdruck und in der Turbine (3) mindestens ein Turbi
nenplenum (10) angeordnet sind, und das mindestens eine
Verdichterplenum (7) über geeignete Mittel mit dem Tur
binenplenum (10) in Verbindung steht, über welche Mittel
die Kühlluft von dem mindestens einen Verdichterplenum
(7) zum Turbinenplenum (10) geleitet und von dort aus im
Turbinenkühlluftsystem verteilt wird, dadurch gekenn
zeichnet, daß die besagten Mittel zur Verbindung des
mindestens einen Verdichterplenums (7) mit dem Turbinen
plenum (10) innerhalb der Maschine angeordnet sind.
2. Kühlluft-Versorgungssystem nach Anspruch 1, dadurch ge
kennzeichnet, daß das besagte Mittel ein zwischen Ver
dichterplenum (7) und Turbinenplenum (10) angeordneter
Ringraum (13) ist, welcher von einem doppelwandig ausge
bildeten Gehäuse (12) begrenzt ist.
3. Kühlluft-Versorgungssystem nach Anspruch 1, dadurch ge
kennzeichnet, daß die besagten Mittel zwischen dem min
destens einem Verdichterplenum (7) und dem Turbinenple
num (10) in der Nähe der Gehäuseinnenwand angeordnete
Rohre (14) sind.
4. Kühlluft-Versorgungssystem nach Anspruch 1, dadurch ge
kennzeichnet, daß die besagten Mittel zwischen dem min
destens einem Verdichterplenum (7) und dem Turbinenple
num (10) innerhalb des Gehäuses (12) angeordnete Kanäle
(15, 16) sind.
5. Kühlluft-Versorgungssystem nach einem der Ansprüche 1
bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß mindestens ein Zwi
schenkühler (11) für die Kühlluft im Mittel zur Verbin
dung des mindestens einen Verdichterplenums (7) mit dem
Turbinenplenum (10) angeordnet ist.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE1996144378 DE19644378A1 (de) | 1996-10-25 | 1996-10-25 | Kühlluft-Versorgungssystem einer axial durchströmten Gasturbine |
Applications Claiming Priority (1)
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---|---|---|---|
DE1996144378 DE19644378A1 (de) | 1996-10-25 | 1996-10-25 | Kühlluft-Versorgungssystem einer axial durchströmten Gasturbine |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE19644378A1 true DE19644378A1 (de) | 1998-04-30 |
Family
ID=7809966
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE1996144378 Ceased DE19644378A1 (de) | 1996-10-25 | 1996-10-25 | Kühlluft-Versorgungssystem einer axial durchströmten Gasturbine |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
DE (1) | DE19644378A1 (de) |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO2009103671A1 (de) * | 2008-02-20 | 2009-08-27 | Alstom Technology Ltd | Gasturbine mit verbesserter kühlarchitektur |
US8272220B2 (en) | 2008-02-20 | 2012-09-25 | Alstom Technology Ltd | Impingement cooling plate for a hot gas duct of a thermal machine |
DE10312971B4 (de) * | 2003-03-24 | 2017-04-06 | General Electric Technology Gmbh | Verfahren zum Betreiben einer Gasturbogruppe |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE2915626A1 (de) * | 1978-04-20 | 1979-10-31 | Gen Electric | Kuehlluftleitung fuer ein gasturbinentriebwerk |
US4901520A (en) * | 1988-08-12 | 1990-02-20 | Avco Corporation | Gas turbine pressurized cooling system |
DE4326801A1 (de) * | 1993-08-10 | 1995-02-16 | Abb Management Ag | Verfahren und Vorrichtung zur Kühlung von Gasturbinen |
DE4336143A1 (de) * | 1993-10-22 | 1995-05-04 | Erich Wuerzinger | Kühlverfahren für Turbomaschinen |
US5468123A (en) * | 1993-08-05 | 1995-11-21 | Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "Snecma" | System for ventilating the turbine disks and stator of a turbo jet engine |
EP0709561A1 (de) * | 1994-10-28 | 1996-05-01 | ABB Management AG | Kraftwerksanlage |
-
1996
- 1996-10-25 DE DE1996144378 patent/DE19644378A1/de not_active Ceased
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE2915626A1 (de) * | 1978-04-20 | 1979-10-31 | Gen Electric | Kuehlluftleitung fuer ein gasturbinentriebwerk |
US4901520A (en) * | 1988-08-12 | 1990-02-20 | Avco Corporation | Gas turbine pressurized cooling system |
US5468123A (en) * | 1993-08-05 | 1995-11-21 | Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "Snecma" | System for ventilating the turbine disks and stator of a turbo jet engine |
DE4326801A1 (de) * | 1993-08-10 | 1995-02-16 | Abb Management Ag | Verfahren und Vorrichtung zur Kühlung von Gasturbinen |
DE4336143A1 (de) * | 1993-10-22 | 1995-05-04 | Erich Wuerzinger | Kühlverfahren für Turbomaschinen |
EP0709561A1 (de) * | 1994-10-28 | 1996-05-01 | ABB Management AG | Kraftwerksanlage |
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE10312971B4 (de) * | 2003-03-24 | 2017-04-06 | General Electric Technology Gmbh | Verfahren zum Betreiben einer Gasturbogruppe |
WO2009103671A1 (de) * | 2008-02-20 | 2009-08-27 | Alstom Technology Ltd | Gasturbine mit verbesserter kühlarchitektur |
US8272220B2 (en) | 2008-02-20 | 2012-09-25 | Alstom Technology Ltd | Impingement cooling plate for a hot gas duct of a thermal machine |
US8413449B2 (en) | 2008-02-20 | 2013-04-09 | Alstom Technology Ltd | Gas turbine having an improved cooling architecture |
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