DE19854907A1 - Cooling air conduction for high pressure axial aviation gas turbines with air flow guided through radial turbine, turbine plate, through ring gap, towards hub cob for cooling - Google Patents
Cooling air conduction for high pressure axial aviation gas turbines with air flow guided through radial turbine, turbine plate, through ring gap, towards hub cob for coolingInfo
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Abstract
Description
Die Erfindung betrifft die Kühlluftführung an einer Axialturbine, insbesondere an der ersten Stufe einer Hochdruck-Axialturbine einer Flug-Gasturbine, wo bei ein Kühlluftstrom zur (in Strömungsrichtung des Arbeitsgases betrachtet) vorderen Stirnseite der Turbinenscheibe herangeführt wird. Zum technischen Umfeld wird beispielshalber auf die DE 30 31 553 C2 verwiesen.The invention relates to the cooling air guidance on an axial turbine, in particular at the first stage of a high pressure axial turbine of an aircraft gas turbine, where with a cooling air flow to (viewed in the flow direction of the working gas) front end of the turbine disc is brought up. For technical For example, the environment is referred to DE 30 31 553 C2.
In der genannten Schrift ist eine Gasturbine mit Kühlluftüberleitung von der stromaufwärtigen zur stromabwärtigen Seite eines Laufrades beschrieben. Dabei sind im außenliegenden Randbereich des Laufrades bzw. der Turbi nenscheibe Kühlluft-Durchtrittsbohrungen vorgesehen, die in Strömungs richtung des Arbeitsgases betrachtet stromabwärtig, d. h. auf der hinteren Stirnseite der Turbinenscheibe als Kühlluftaustrittsdüsen ausgebildet sind, die mit einer dem Laufraddrehsinn entgegengesetzten Richtungskompo nente ausmünden, so daß die über diese Kühlluftaustrittsdüsen austretende Kühl- bzw. Leckluft eine das Antriebsmoment des Laufrades bzw. der Turbi nenscheibe vergrößernde Reaktionskraft erzeugt.In the cited document is a gas turbine with cooling air transfer from described upstream to the downstream side of an impeller. Here are in the outer edge area of the impeller or the turbo Cooling air through holes provided in the flow Direction of the working gas viewed downstream, d. H. on the back Face of the turbine disk are designed as cooling air outlet nozzles, the one with a directional compo opposite to the direction of rotation of the impeller open out so that the exiting through these cooling air outlet nozzles Cooling or leakage air is the drive torque of the impeller or the turbi the reaction force increases.
Obwohl wegen der letztgenannten Wirkung vorteilhaft, läßt sich hiermit je doch keine Kühlung bzw. Temperierung des radial weiter innenliegenden Bereiches der Turbinenscheibe, der wie bekannt und üblich als relativ "dicker Klotz" ausgebildet ist und hier als Nabenverdickung bezeichnet wird - (in der englischsprachigen Fachliteratur wird diese sog. Nabenverdickung als "cob" bezeichnet) - erreichen.Although advantageous because of the last-mentioned effect, it can be used in this way but no cooling or tempering of the radially further inside Area of the turbine disk, which, as is known and customary, is relatively "thicker Klotz "is formed and is referred to here as hub thickening - (in the English-language specialist literature, this so-called hub thickening is called "cob" designated) - achieve.
Diesbezüglich Verbesserungen aufzuzeigen, ist Aufgabe der vorliegenden Erfindung.The task of the present is to show improvements in this regard Invention.
Die Lösung dieser Aufgabe ist dadurch gekennzeichnet, daß ein Teil des an die Turbinenscheiben-Stirnseite herangeführten Kühlluftstromes durch eine der Turbinenscheibe vorgeschaltete und mit dieser drehfest verbundene Ra dialturbine zur Turbinenachse hingeführt und danach durch einen von einem rohrartigen Führungskörper begrenzten Ringspalt an der Nabenverdickung der Turbinenscheibe vorbeistreichend in den Raum (in Strömungsrichtung des Arbeitsgases betrachtet) hinter der Turbinenscheibe gelangt. Vorteilhafte Aus- und Weiterbildungen sind Inhalt der Unteransprüche.The solution to this problem is characterized in that part of the the turbine disk face brought cooling air flow through a Ra connected upstream of the turbine disk and rotatably connected to it dialturbine led to the turbine axis and then by one of one tubular guide body limited annular gap on the hub thickening the turbine disk passing in the room (in the direction of flow of the working gas) behind the turbine disk. Beneficial Training and further education are included in the subclaims.
Näher erläutert wird die Erfindung anhand eines bevorzugten Ausführungs beispieles, wobei in der beigefügten Fig. 1 ein Teil-Längsschnitt durch eine erfindungsgemäße Axialturbine und in Fig. 2 die Ansicht X aus Fig. 1 darge stellt ist. Erfindungswesentlich können dabei sämtliche näher beschriebenen Merkmale sein.The invention is explained in more detail with reference to a preferred embodiment, wherein in the attached FIG. 1 is a partial longitudinal section through an axial turbine according to the invention and in FIG. 2 the view X from FIG. 1 is Darge. All features described in more detail can be essential to the invention.
Mit der Bezugsziffer 1 ist die Turbinenachse einer insbesondere Flug- Gasturbine bezeichnet, welche die Rotationsachse für eine Hochdruck- Axialturbine 2 (diese ist wie üblich mit einem nicht dargestellten Hochdruck- Axialverdichter verbunden) sowie für eine (nicht dargestellte) Niederdruck- Axialturbine, die wie üblich mit einem ebenfalls nicht dargestellten Nieder druck-Axialverdichter verbunden ist, bildet. Bei dieser Flug-Gasturbine han delt es sich somit um ein Zweiwellen-Triebwerk, jedoch ist die vorliegende Erfindung ausdrücklich nicht auf ein derartiges Zweiwellen-Triebwerk, bei welchem wie üblich auch hier zwischen dem Hochdruck-Axialverdichter und der Hochdruck-Axialturbine eine Brennkammer für den in den Verdichtern komprimierten und in den Turbinen entspannten Strom von Arbeitsgas vor gesehen ist, beschränkt.The reference number 1 designates the turbine axis of a flight gas turbine, in particular, which defines the axis of rotation for a high-pressure axial turbine 2 (which is, as usual, connected to a high-pressure axial compressor (not shown)) and for a (not shown) low-pressure axial turbine, which like is usually connected to a low-pressure axial compressor, also not shown, forms. This aircraft gas turbine is therefore a two-shaft engine, but the present invention is expressly not based on such a two-shaft engine, in which, as usual, a combustion chamber for between the high-pressure axial compressor and the high-pressure axial turbine is seen in the compressors compressed and relaxed in the turbines stream of working gas before.
Bei der hier dargestellten Hochdruck-Axialturbine 2 handelt es sich um eine solche der zweistufigen Bauform, d. h. neben einer ersten in Strömungsrich tung 3 des Arbeitsgases betrachtet vorderen, sog. Stufe-I-Turbinenscheibe 4 ist hinter dieser noch eine weitere sog. Stufe-II-Turbinenscheibe 5 vorgese hen. Die beiden Turbinenscheiben 4, 5 tragen umfangsseitig wie üblich in den ringförmigen Gaskanal 6 für das Arbeitsgas hineinragende Turbinen schaufeln 7, wobei zwischen den Turbinenschaufeln 7 der Stufe-I-Turbinen scheibe 4 und denjenigen der Stufe-II-Turbinenscheibe 5 wie üblich festste hende Leitschaufeln 8 in den Gaskanal 6 hineinragen.The high-pressure axial turbine 2 shown here is of the two-stage design, ie in addition to a first, viewed in the flow direction 3 of the working gas, the front, so-called. Stage I turbine disk 4 is a further so-called Stage II behind this -Then turbine disk 5 vorgese hen. The two turbine disks 4 , 5 carry circumferential blades 7 protruding into the annular gas channel 6 for the working gas, as is usual, disk 4 between the turbine blades 7 of the stage I turbines and those of the stage II turbine disk 5, as usual, fixed guide vanes 8 protrude into the gas channel 6 .
Insbesondere die Turbinenschaufeln 7 der Hochdruckturbine 2, d. h. der bei den Turbinenscheiben 4, 5 müssen gekühlt werden, wozu dieser Hoch druckturbine 2 ein vom vorgeschalteten, bereits genannten Verdichter geför derter Kühlluftstrom 9, der an der ebenfalls bereits genannten Brennkammer vorbeigeleitet wird, zugeführt wird. Dabei gelangt dieser Kühlluftstrom 9 über eine Vielzahl von bezüglich der Turbinenachse 1 ringförmig angeordnete Düsen 10 letztlich zur in Strömungsrichtung 3 des Arbeitsgases betrachtet vorderen Stirnseite 4a der (vorderen bzw. ersten) Stufe-I-Turbinenscheibe 4. In Radialrichtung 11 betrachtet - (diese steht senkrecht zur Strömungsrich tung 3) - liegen diese starr angeordneten Düsen 10 in etwa in Höhe des äu ßeren Drittels der Turbinenscheibe 4.In particular, the turbine blades 7 of the high-pressure turbine 2 , that is, the turbine disks 4 , 5 must be cooled, for which purpose this high-pressure turbine 2 is supplied with a cooling air flow 9 conveyed by the upstream, already mentioned compressor, which is directed past the combustion chamber, which has also already been mentioned. In this case, this cooling air flow 9 ultimately reaches the front end face 4 a of the (front or first) stage I turbine disk 4 through a plurality of nozzles 10 arranged in a ring with respect to the turbine axis 1 in the flow direction 3 of the working gas. Viewed in the radial direction 11 - (this is perpendicular to the direction of flow 3 ) - these rigidly arranged nozzles 10 are approximately at the level of the outer third of the turbine disk 4th
In Axialrichtung 3 bzw. Strömungsrichtung 3 betrachtet befindet sich zwi schen den Düsen 10 sowie der Turbinenscheibe 4 eine mit dieser drehfest verbundene Zwischenscheibe 12, in welcher im wesentlichen auf Höhe der Düsen 10 Luftübertrittsöffnungen 13 vorgesehen sind, so daß der aus den Düsen 10 austretende und dabei expandierende Kühlluftstrom 9 durch diese Luftübertrittsöffnungen 13 praktisch auf die Stirnseite 4a der Turbinenschei be 4 auftreffen kann. Bei der genannten Expansion in den Düsen 10 kühlt sich der Kühlluftstrom 9 dabei vorteilhafterweise geringfügig ab. Gleichzeitig wird dem Kühlluftstrom 9 in den Düsen 10 ein Drall aufgeprägt, so daß der Kühlluftstrom im wesentlichen rein axial durch die Luftübertrittsöffnungen 13 zur Turbinenscheibe 4 gelangt.Viewed in the axial direction 3 or flow direction 3 , there is between the nozzles 10 and the turbine disk 4 a non-rotatably connected intermediate disk 12 , in which 10 air transfer openings 13 are provided substantially at the height of the nozzles, so that the outlet from the nozzles 10 and thereby expanding cooling air flow 9 through these air transfer openings 13 can practically be on the end face 4 a of the turbine blade 4 . When the expansion in the nozzles 10 is mentioned, the cooling air flow 9 advantageously cools slightly. At the same time, a swirl is imparted to the cooling air flow 9 in the nozzles 10 , so that the cooling air flow reaches the turbine disk 4 essentially purely axially through the air transfer openings 13 .
Mit Hilfe dieses Dralles sowie unter Zentrifugalkrafteinfluß (aber auch auf grund eines in Axialrichtung 3 herrschenden Druckgefälles) gelangt ein Teil des Kühlluftstromes 9 nach Durchtritt durch die Luftübertrittsöffnungen 13 in der Zwischenscheibe 12 durch letztere geführt in Radialrichtung 11 nach au ßen zu den hohlen, luftgekühlten Turbinenschaufeln 7, um in deren Fußab schnitten auf nicht näher dargestellte Weise in in den Turbinenschaufeln vorgesehene Kühlluftkanäle, die wie üblich in Form von Effusionslöchern auf der Schaufeloberfläche münden, einzudringen. Ein anderer Teil des Kühlluft stromes 9 wird jedoch nach Durchtritt durch die Luftübertrittsöffnungen 13 in der Zwischenscheibe 12 durch letztere im wesentlichen gegen Radialrich tung 11 nach innen, d. h. in Richtung zur Turbinenachse 1 hingeführt. Dabei strömt dieser Anteil des Kühlluftstromes 9 durch eine Radialturbine 14.With the help of this swirl and under the influence of centrifugal force (but also due to a pressure gradient prevailing in the axial direction 3 ), part of the cooling air flow 9, after passing through the air transfer openings 13 in the intermediate disk 12, is guided through the latter in the radial direction 11 outward to the hollow, air-cooled turbine blades 7 , to cut in the Fußab cut in a manner not shown in the turbine blades provided in the cooling air channels, which open as usual in the form of effusion holes on the blade surface to penetrate. Another part of the cooling air flow 9 is, however, after passing through the air transfer openings 13 in the washer 12 through the latter substantially against radial direction 11 inwards, ie in the direction of the turbine axis 1 . This portion of the cooling air flow 9 flows through a radial turbine 14 .
Gebildet wird diese Radialturbine 14 durch auf der der Stirnseite 4a zuge wandten Seite der Zwischenscheibe 13 in einer Vielzahl vorgesehene Ra dialschaufeln 14a, deren Anordnung aus Fig. 2 ( = Ansicht X aus Fig. 1) be sonders klar ersichtlich wird. In dieser Radialturbine 14, die Bestandteil der Zwischenscheibe 13 ist und somit zusammen mit der Turbinenscheibe 4 um die Turbinenachse 1 rotiert, wird dem hindurchgeführten Kühlluftstrom 9 Energie entzogen und dadurch vorteilhafterweise weiter abgekühlt, wobei diese Radialturbine 14 weiterhin als sog. "Vortex-Reducer" wirkt, d. h. der zunächst stark drallbehaftete Kühlluftstrom 9 wird teilweise entdrallt. Dabei kommt dieser bereits etwas kühlere Kühlluftstrom 9 auch mit der Stirnseite 4a der Turbinenscheibe 4 in Kontakt und kann letztere zumindest teilweise kühlen bzw. temperieren.This radial turbine 14 is formed by on the end face 4 a facing side of the washer 13 in a plurality of provided Ra dialschaufeln 14 a, the arrangement of Fig. 2 (= view X from Fig. 1) be particularly clear. In this radial turbine 14 , which is part of the intermediate disk 13 and thus rotates together with the turbine disk 4 about the turbine axis 1 , energy is withdrawn from the cooling air flow 9 and thereby advantageously further cooled, whereby this radial turbine 14 continues to function as a so-called "vortex reducer" acts, ie the initially very swirling cooling air flow 9 is partially swirled. This already somewhat cooler cooling air flow 9 also comes into contact with the end face 4 a of the turbine disk 4 and can at least partially cool or temper the latter.
Nach dem Austritt aus der genannten Radialturbine 14 wird der Kühlluftstrom 9 einerseits durch die in diesem Bereich entsprechend gestaltete Zwischen scheibe 13 und andererseits durch einen von der vorderen Stirnseite 4a der Turbinenscheibe 4 abragenden Verbindungssteg 4b eine gewisse Wegstrec ke gegen Axialrichtung 3 (in der Figurendarstellung nach links) soweit ge führt, bis er durch mehrere im Verbindungssteg 4b vorgesehene Durchtritts öffnungen 15 weiter gegen Radialrichtung 11 zur Turbinenachse 1 hin strö men kann. Im übrigen ist über den genannten Verbindungssteg 4b nicht nur die Zwischenscheibe 13 mit der Stufe-I-Turbinenscheibe 4 verbunden, son dern die letztgenannte auch mit der nicht dargestellten Welle des Hoch druck-Axialverdichters, und zwar über die Schraubverbindung 16.After the exit from the said radial turbine 14 of the cooling air stream 9 is the one part b by the in this area correspondingly shaped intermediate disc 13 and on the other hand by one of the front face 4 a of the turbine disc 4 projecting connecting web 4 a certain Wegstrec ke to the axial direction 3 (in the Figure representation to the left) leads so far until it can flow through several openings 15 provided in the connecting web 4 b further against radial direction 11 to the turbine axis 1 . In addition, not only the intermediate plate 13 is connected to the stage I turbine disc 4 via the connecting web 4 b mentioned, but also the latter with the shaft of the high-pressure axial compressor (not shown), specifically via the screw connection 16 .
Nun befindet sich der Kühlluftstrom 9 bzw. ein Teil des über die Düsen 10 herangeführten Kühlluftstromes 9 somit am in Radialrichtung 11 inneren sog. Nabenbereich der u. a. durch die Turbinenscheiben 4, 5 gebildeten Hoch druckturbinenwelle, wobei dieser sog Nabenbereich der Turbinenscheiben 4, 5 wie bekannt und üblich als relativ "dicker Klotz" ausgebildet ist und hier als Nabenverdickung 4c der Turbinenscheibe 4 bezeichnet wird (in der eng lischsprachigen Fachliteratur wird diese sog. Nabenverdickung 4c als "cob" bezeichnet). Auch diese Nabenverdickung 4c wird dabei vom Kühlluftstrom 9 beaufschlagt und somit gekühlt. Insbesondere wird dieser Kühlluftstrom 9 hierzu an der radial innenliegenden Stirnseite 4c' der Nabenverdickung 4c entlang geführt, um anschließend daran in den Raum 17 zu gelangen, der sich in Strömungsrichtung 3 betrachtet hinter der Turbinenscheibe 4 befin det. Now the cooling air flow 9 or part of the cooling air flow 9 brought in via the nozzles 10 is thus located on the inner radial area 11 of the so-called hub area of the high-pressure turbine shaft formed, among other things, by the turbine disks 4 , 5 , this so-called hub area of the turbine disks 4 , 5 as is known and is usually designed as a relatively "thick block" and is referred to here as the hub thickening 4 c of the turbine disk 4 (in the English-language technical literature, this so-called hub thickening 4 c is referred to as "cob"). This hub thickening 4 c is acted upon by the cooling air flow 9 and thus cooled. In particular, this cooling air flow 9 for this purpose is guided along the radially inner end face 4 c 'of the hub thickening 4 c, in order to subsequently reach the space 17 which, viewed in the flow direction 3 , is located behind the turbine disk 4 .
In diesen Raum 17 gelangt der Kühlluftstrom 9 dabei durch einen sich in Axialrichtung 3 erstreckenden Ringspalt 18, der einerseits von der Stirnseite 4c' der Nabenverdickung 4c und andererseits von einem rohrartigen Füh rungskörper 19 begrenzt wird. Dieser rohrartige Führungskörper 19, der ei nerseits über ein Flanschteil 20 im Bereich der bereits genannten Schraub verbindung 16 und andererseits über eine später noch kurz erläuterte Schraubverbindung 21 mit der Hochdruckturbinenwelle verbunden ist, um gibt dabei die mit der Bezugsziffer 22 bezeichnete Niederdruckturbinenwelle, die die Verbindung zwischen der nicht dargestellten jedoch bereits erwähn ten Niederdruck-Turbine und dem ebenfalls bereits erwähnten (und dabei ebenfalls nicht dargestellten) Niederdruck-Verdichter herstellt.In this space 17 , the cooling air flow 9 passes through an extending in the axial direction 3 annular gap 18 , the one hand from the end face 4 c 'of the hub thickening 4 c and on the other hand is limited by a tubular Füh approximately 19 body . This tubular guide body 19 , which is connected on the one hand via a flange part 20 in the area of the screw connection 16 already mentioned and on the other hand via a screw connection 21 , which will be explained briefly later, to the high-pressure turbine shaft, in order to give the low-pressure turbine shaft designated by the reference number 22 , which forms the connection between the not shown but already mentioned low-pressure turbine and the also mentioned (and also not shown) low-pressure compressor.
Der Raum 17 wird (in der Figurendarstellung linksseitig) von der hinteren (nicht mit einer separaten Bezugsziffer versehenen) Stirnseite der Turbinen scheibe 4, von der (in Strömungsrichtung 3 betrachtet) vorderen Stirnseite 5a der der Stufe-I-Turbinenscheibe 4 nachgeschalteten Stufe-II-Turbinen scheibe 5, vom rohrartigen Führungskörper 19, sowie von der mit der Be zugsziffer 23 versehenen mechanischen Verbindung zwischen den beiden Turbinenscheiben 4, 5 begrenzt. Die letztgenannte mechanische Verbindung 23 zwischen den beiden Turbinenscheiben 4, 5 wird dabei durch einen von der Stirnseite 5a der Turbinenscheibe 5 abragenden Verbindungssteg 5b gebildet, der mit einem analogen, nicht mit einer separaten Bezugsziffer ver sehenen, von der hinteren Stirnseite der Turbinenscheibe 4 abragenden Verbindungssteg über eine Schraubverbindung 24 verbunden ist.The space 17 is (on the left in the figure) from the rear (not provided with a separate reference number) end face of the turbine disc 4 , (viewed in the flow direction 3 ) front end face 5 a of the stage I turbine disc 4 downstream stage II turbine disc 5 , from the tubular guide body 19 , as well as from the mechanical connection 23 provided with the reference numeral 23 between the two turbine discs 4 , 5 limited. The latter mechanical connection 23 between the two turbine disks 4, 5 is in this case formed b by one of the end face 5a of the turbine wheel 5 projecting connecting web 5, with an analog, not ver with a separate reference numeral provided, from the rear end face of the turbine disc 4 protruding connecting web is connected via a screw connection 24 .
Aus diesem Raum 17 kann zumindest ein Teil des Kühlluftstromes 9 nun mehr über mehrere im Verbindungssteg 5b (in analoger Weise wie beim Verbindungssteg 4b) vorgesehene Durchtrittsöffnungen 15 letztlich zu den Turbinenschaufeln 7 der Stufe-II-Turbinenscheibe 5 gelangen. Dabei sind diese Durchtrittsöffnungen 15 im Verbindungssteg 5b bezogen auf eine mit den beiden Turbinenscheiben 4, 5 mitrotierende sog. Mini-Scheibe 25 näher bei der Turbinenscheibe 5 vorgesehen, so daß der Kühlluftstrom 9 nach dem Durchtritt durch die Durchtrittsöffnungen 15 auf kürzestem Wege zu den im Scheibenkopfbereich dieser Turbinenscheibe 5 vorgesehenen Kühlluft- Eintrittskanälen 26 gelangen kann, über welche die Kühlluft dann den in den Turbinenschaufeln 7 dieser Stufe-II-Turbinenscheibe 5 vorgesehenen (nicht dargestellten) Kühlluftkanälen zugeführt wird. Bezüglich der Lage der Ver bindungsstege 5b und 4b bzw. der darin vorgesehenen Durchtrittsöffnungen 15 sei noch darauf hingewiesen, daß sich diese beiden in Radialrichtung 11 betrachtet in etwa auf der gleichen Höhe befinden, so daß beim Einströmen des Kühlluftstromes 9 in die im Verbindungssteg 5b vorgesehene Durch trittsöffnung 15 kein größerer Verlust - hervorgerufen durch unterschiedliche Umfangsgeschwindigkeiten - auftritt.From this space 17 , at least a portion of the cooling air flow 9 can finally reach the turbine blades 7 of the stage II turbine disk 5 via a plurality of through openings 15 provided in the connecting web 5 b (in an analogous manner to the connecting web 4 b). In this case, these openings 15 are in the connecting web 5 b with respect to a co-rotating with the two turbine disks 4, 5 so called. Mini-disc 25 provided closer in the turbine disc 5, so that the cooling air flow 9 after the passage through the passage openings 15 by the shortest route to the 5 provided for cooling air inlet channels may reach 26 in the slice header area of the turbine disc, via which the cooling air then the this step II turbine disc 5 provided (not shown) cooling air ducts is supplied to the turbine blades. 7 Regarding the location of the connecting webs 5 b and 4 b or the passage openings 15 provided therein, it should also be noted that these two, viewed in the radial direction 11 , are at approximately the same height, so that when the cooling air flow 9 flows in into the connecting web 5 b provided through the opening 15 no major loss - caused by different peripheral speeds - occurs.
Aus dem Raum 17 kann jedoch auch ein Teil des Kühlluftstromes 9 an der Nabenverdickung 5c der Turbinenscheibe 5 bzw. an der radial innenliegen den Stirnseite 5c' derselben vorbeistreichend in den in Strömungsrichtung 3 betrachtet hinter der Stufe-II-Turbinenscheibe 5 liegenden Raum 27 gelan gen. Die detaillierte Anordnung ist hierbei analog der Turbinenscheibe 4, d. h. der Kühlluftstrom 9 gelangt hierbei durch einen Ringspalt 28, der einerseits von der Stirnseite 5c' der Nabenverdickung 5c und andererseits vom rohrar tigen Führungskörper 19 begrenzt wird. Der in Strömungsrichtung 3 be trachtet hintere Endabschnitt des rohrartigen Führungskörpers 19 begrenzt dabei auch den Raum 27, nachdem der rohrartige Führungskörper 19 mit seinem Endabschnitt über die (weiter oben bereits kurz erwähnte) Schraub verbindung 21 mit der Turbinenscheibe 5 verbunden ist. Diese Schraubver bindung 21 stellt dabei im übrigen auch die Verbindung zwischen der Turbi nenscheibe 5 und dem nicht näher erläuterten, in seiner Gesamtheit mit der Bezugsziffer 29 bezeichneten hinteren Lagerabschnitt der Hochdruckturbi nenwelle her. Kurz vor dieser Schraubverbindung 21 sind im übrigen im rohrartigen Führungskörper 19 über dessen Umfang verteilt mehrere Luft durchtrittsöffnungen 30 vorgesehen, über welche der Kühlluftstrom 9 dann aus dem Raum 27 abgeführt wird.However, part of the cooling air flow 9 can also pass from the space 17 past the hub thickening 5 c of the turbine disc 5 or at the radially inner end face 5 c 'thereof into the space 27, viewed in the flow direction 3 , behind the stage II turbine disc 5 gelan gene. The detailed arrangement is analogous to the turbine disc 4 , ie the cooling air flow 9 passes through an annular gap 28 which is limited on the one hand by the end face 5 c 'of the hub thickening 5 c and on the other hand by the tubular guide body 19 . The be viewed in the direction of flow 3 rear end portion of the tubular guide body 19 also limits the space 27 after the tubular guide body 19 with its end portion via the (already briefly mentioned above) screw connection 21 is connected to the turbine disc 5 . This screw connection 21 also creates the connection between the turbine disc 5 and the unspecified, in its entirety designated by the reference number 29 rear bearing portion of the high pressure turbine nenwelle. Shortly before this screw connection 21 , several air passage openings 30 are provided in the tubular guide body 19 distributed over its circumference, via which the cooling air flow 9 is then discharged from the space 27 .
Zusammenfassend seien abschließend die wesentlichen Vorteile der be schriebenen Kühlluftführung genannt: Wie bereits mehrfach erwähnt stellen die (beiden) Turbinenscheiben 4, 5 insbesondere im Bereich ihrer Naben verdickung 4c bzw. 5c "dicke Klötze" dar, was bedeutet, daß sie thermisch sehr träge sind. Wegen des Spaltverhaltens der Turbinenschaufeln 7 bezüg lich des den Gaskanal 6 außenseitig begrenzenden (figürlich nicht darge stellten) Außengehäuses soll sich jedoch auch die Temperatur der Turbinen scheiben 4, 5 so schnell als möglich an stationäre Bedingungen anpassen. Dazu ist es notwendig, möglichst große Bereiche dieser Turbinenscheiben 4, 5 intensiv mit dem Kühlluftstrom 9 bzw. mit dem aktuell vom Verdichter ge förderten Luftstrom umspülen zu lassen. Dem trägt die beschriebene Kühl luftführung an einer Axialturbine Rechnung, und zwar sowohl im Bereich der Radialturbine 14, als auch im Ringspalt 18, wodurch jeweils die höchstbela stete und somit kritischste Stufe-I-Turbinenscheibe 4 geeignet temperiert wird. Zusätzlich kann - insbesondere aufgrund der Luftdurchtrittsöffnungen 30 - auch die Stufe-II-Turbinenscheibe 5 in analoger Weise luftumspült wer den. In diesem Zusammenhang sei darauf hingewiesen, daß eine gleichmä ßige Temperierung der Turbinenscheibe(n) 4 (und 5) wünschenswert ist, d. h. die Turbinenscheiben sollen möglichst an jeder Stelle eine annähernd glei che Temperatur besitzen, da andernfalls herrschende Temperaturgradienten einen Spannungsaufbau verursachen, der die Turbinenscheiben zusätzlich zu den einwirkenden Fliehkräften belastet.In summary, the main advantages of the described cooling air guide are mentioned: As already mentioned several times, the (two) turbine disks 4 , 5 represent 4 c or 5 c "thick blocks" in the area of their hub thickening, which means that they are thermally very are sluggish. Because of the gap behavior of the turbine blades 7 bezüg Lich the gas channel 6 on the outside bordering (not shown in the figure), however, the temperature of the turbine discs 4 , 5 should adapt to stationary conditions as quickly as possible. For this purpose, it is necessary to have large areas of these turbine disks 4 , 5 flushed intensively with the cooling air flow 9 or with the air flow currently being conveyed by the compressor. This takes into account the cooling air duct described on an axial turbine, both in the region of the radial turbine 14 and in the annular gap 18 , as a result of which the most highly charged and therefore most critical stage I turbine disk 4 is suitably tempered. In addition - especially due to the air passage openings 30 - the stage II turbine disk 5 in an analogous manner to whom air is washed. In this context, it should be pointed out that a uniform tempering of the turbine disk (s) 4 (and 5 ) is desirable, ie the turbine disks should have an approximately equal temperature at every point, since otherwise prevailing temperature gradients cause a voltage build-up that the Turbine disks loaded in addition to the centrifugal forces.
Ferner sei nochmals wiederholt, daß der Kühlluftstrom 9 sowohl beim Durchtritt durch die Düsen 10 als insbesondere auch in der Radialturbine 14 abgekühlt wird, so daß auch für die Kühlung der Turbinenschaufeln 7 der Stufe-II-Turbinenscheibe 5 ein mengenmäßig geringerer Kühlluftstrom 9 be nötigt wird, als bei konventioneller Auslegung ohne eine derartige Radialtur bine 14. Darüber hinaus wird durch die beschriebene Abkoppelung der Kühlung der Turbinenscheiben 4, 5 vom Rest des Luftsystemes auch das Problem der Kühlung der hinteren Lagerkammer 31 (im Bereich des hinteren Lagerabschnittes 29 der Hochdruckturbinenwelle) entschärft. Diese Lager kammer 31 erhält ihre Kühlluft bspw. von der Stufe VI des Verdichters über einen sog. Vortex-Reducer. Da nun diese Kühlluft nicht mehr für die Kühlung der Hochdruckturbine 2 selbst benötigt wird, kann dieser Vortex-Reducer besser an die Kühlanforderungen der hinteren Lagerkammer angepaßt wer den (bspw. kann die Kühlluft von der Stufe V des Verdichters abgezweigt werden).Furthermore, it should be repeated again that the cooling air flow 9 is cooled both when passing through the nozzles 10 and in particular in the radial turbine 14 , so that a cooling air flow 9 with a lower quantity is also required for the cooling of the turbine blades 7 of the stage II turbine disk 5 than with a conventional design without such a radial door 14 . In addition, the decoupling of the cooling of the turbine disks 4 , 5 from the rest of the air system also alleviates the problem of cooling the rear bearing chamber 31 (in the region of the rear bearing section 29 of the high-pressure turbine shaft). This storage chamber 31 receives its cooling air, for example, from stage VI of the compressor via a so-called vortex reducer. Since this cooling air is no longer required for cooling the high-pressure turbine 2 itself, this vortex reducer can be better adapted to the cooling requirements of the rear storage chamber (for example, the cooling air can be branched off from stage V of the compressor).
Abschließend sei noch darauf hingewiesen, daß zwischen der Radialturbine 14 bzw. zwischen den der Stirnseite 4a der Turbinenscheibe 4 zugewandten Oberkanten der auf der Radialturbine 14 vorgesehenen Radialschaufefn 14a und der Stirnseite 4a ein Spalt vorgesehen ist, um Beschädigungen zu ver meiden, jedoch kann dies sowie eine Vielzahl weiterer Details insbesondere konstruktiver Art durchaus abweichend vom gezeigten Ausführungsbeispiel gestaltet sein, ohne den Inhalt der Patentansprüche zu verlassen. Finally it should be pointed out that between the radial turbine 14 and between the end face 4 a of the turbine disk 4 facing upper edges of the provided on the radial turbine 14 Radialschaufefn 14 a and the end face 4 a is a gap is provided to prevent damage to ver avoided, however, this and a large number of further details, in particular of a constructive nature, can be designed to deviate from the exemplary embodiment shown without departing from the content of the claims.
11
Turbinenachse
Turbine axis
22nd
Hochdruck-Axialturbine
High pressure axial turbine
33rd
Axialrichtung = Strömungsrichtung des Arbeitsgases
Axial direction = flow direction of the working gas
44th
(Stufe-I)-Turbinenscheibe
(Stage I) turbine disc
44th
a Stirnseite von a front of
44th
44th
b Verbindungssteg von b connecting bridge from
44th
44th
c Nabenverdickung von c hub thickening of
44th
44th
c' radial innenliegende Stirnseite von c 'radially inner end face of
44th
c
c
55
(Stufe-II)-Turbinenscheibe
(Stage II) turbine disc
55
a Stirnseite von a front of
55
55
b Verbindungssteg von b connecting bridge from
55
55
c Nabenverdickung von c hub thickening of
55
55
c' radial innenliegende Stirnseite von c 'radially inner end face of
55
c
c
66
Gaskanal (für Arbeitsgas)
Gas duct (for working gas)
77
Turbinenschaufel(n)
Turbine blade (s)
88th
Leitschaufel(n)
Guide vane (s)
99
Kühlluftstrom (bzw. Teile desselben)
Cooling air flow (or parts thereof)
1010th
Düse
jet
1111
Radialrichtung
Radial direction
1212th
Zwischenscheibe
Washer
1313
Luftübertrittsöffnung (in Air transfer opening (in
1212th
)
)
1414
Radialturbine
Radial turbine
1414
a Radialschaufel(n) von a radial blade (s) of
1414
1515
Durchtrittsöffnung (in Passage opening (in
44th
b, b,
55
b)
b)
1616
Schraubverbindung
Screw connection
1717th
Raum hinter Space behind
44th
(in Axialrichtung/Strömungsrichtung (in the axial direction / flow direction
33rd
betrachtet)
considered)
1818th
Ringspalt
Annular gap
1919th
rohrartiger Führungskörper
tubular guide body
2020th
Flanschteil
Flange part
2121
Schraubverbindung
Screw connection
2222
Niederdruckturbinenwelle
Low pressure turbine shaft
2323
mechanische Verbindung zwischen mechanical connection between
44th
und and
55
2424th
Schraubverbindung
Screw connection
2525th
Mini-Scheibe
Mini disc
2626
Kühlluft-Eintrittskanal
Cooling air inlet duct
2727
Raum hinter Space behind
55
(in Axialrichtung/Strömungsrichtung (in the axial direction / flow direction
33rd
betrachtet)
considered)
2828
Ringspalt
Annular gap
2929
hinterer Lagerabschnitt der Hochdruckturbinenwelle
rear bearing section of the high pressure turbine shaft
3030th
Luftdurchtrittsöffnung (in Air passage opening (in
1919th
)
)
3131
Lagerkammer
Storage chamber
Claims (6)
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|---|---|---|---|
| DE19854907A DE19854907A1 (en) | 1998-11-27 | 1998-11-27 | Cooling air conduction for high pressure axial aviation gas turbines with air flow guided through radial turbine, turbine plate, through ring gap, towards hub cob for cooling |
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|---|---|---|---|
| DE19854907A DE19854907A1 (en) | 1998-11-27 | 1998-11-27 | Cooling air conduction for high pressure axial aviation gas turbines with air flow guided through radial turbine, turbine plate, through ring gap, towards hub cob for cooling |
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ID=7889310
Family Applications (1)
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| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| OM8 | Search report available as to paragraph 43 lit. 1 sentence 1 patent law | ||
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Owner name: ROLLS-ROYCE DEUTSCHLAND LTD & CO KG, 15827 DAHLEWI |
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