DE3031553C2 - Gas turbine with cooling air transfer from the upstream to the downstream side of an impeller - Google Patents

Gas turbine with cooling air transfer from the upstream to the downstream side of an impeller

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Description

Die Erfindung betrifft eine Gasturbine nach dem Oberbegriff des Patentanspruchs.The invention relates to a gas turbine according to the preamble of the patent claim.

Bei Gasturbinen ist es häufig erforderlich, überschüssige Kühlluft aus dem stromaufwärtigen randnahen Stirnseitenbereich eines Turbinenlaufrads zur stromabwärtigen l.aufradseite überzuleiten. Die allgemein bekannte Möglichkeit der Überleitung dieser überschüssigen Kühlluft durch die mittige Radscheibenbohrung hindurch ist ungünstig, da hierzu einerseits die überschüssige Kühlluft zunächst entgegen der Fliehkraftwirkung radial einwärts strömen muß und andererseits die mittige Laufradscheibenbohrung aus konstruktiven Gründen möglichst klein gehalten werden sollte.In gas turbines, it is often necessary to remove excess cooling air from the upstream edge near the edge Face area of a turbine impeller to the downstream l. to transfer to the impeller side. The well-known possibility of transferring this excess Cooling air through the central wheel disc bore is unfavorable, since on the one hand the excess cooling air must first flow radially inward against the effect of centrifugal force and on the other hand the central impeller disc bore should be kept as small as possible for structural reasons.

Aus der DE-OS 26 39 511 ist es bei einer Gasturbine bekannt, eine über eine Dichtung radial innen an den Treibmittelkanal angrenzende, stromauf eines Turbinenlaufrads gelegene Kammer, ;n weiche Kühlluft aus einem radial weiter innen gelegenen Bereich auslecken kann, dadurch druckzuentlasten, daß die Kühlluft aus der Kammer durch Eintrittsöffnungen in zwischen den Schaufelfußplatten und dem Laufradscheibenrand gebildete Zwischenräume gelangen und sodann durch Austrittsdüsen an der stromaufwärtigen Laufradstirnseite in den Treibgaskanal austreten kann. Dadurch soll verhindert werden, daß die Leckströmung aus der Kammer durch die Dichtung in den Treibgaskanal stromauf des Laufrads durch zu hohen Leckluftdruck übermäßig groß wird, und gleichzeitig wird die an der stromabwärtigen Laufradstirnseite durch die Austrittsdüsen austretende Leckluft zur Erzeugung einer das Antriebsdrehmoment des Laufrads vergrößernden Reaktionskraft ausgenützt.From DE-OS 26 39 511 it is known in a gas turbine to have a chamber located upstream of a turbine impeller and adjoining the propellant duct radially on the inside via a seal ; n soft cooling air can leak from a radially further inner area, relieving the pressure by the fact that the cooling air from the chamber can pass through inlet openings into the spaces formed between the blade root plates and the impeller disk edge and can then exit through outlet nozzles on the upstream impeller face into the propellant gas duct. This is to prevent the leakage flow from the chamber through the seal into the propellant gas duct upstream of the impeller from becoming excessively large due to excessively high leakage air pressure, and at the same time the leakage air exiting at the downstream impeller face through the outlet nozzles is used to generate a reaction force that increases the drive torque of the impeller exploited.

Nachteilig ist hierbei aber, daß die stromab des Laufrads in den Treibgaskanal austretende Kühlluft einerseits den Turbinenwirkungsgrad nachfolgender Turbinenstufen verschlechtert und andererseits nicht mehr für Kühlaufgaben in nachfolgenden Turbinenstufen zur Verfügung steht.The disadvantage here, however, is that the cooling air emerging into the propellant gas duct downstream of the impeller on the one hand, the turbine efficiency of subsequent turbine stages deteriorates and, on the other hand, not more is available for cooling tasks in subsequent turbine stages.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine bessere Alternative für die Überleitung überschüssiger Kühlluft von der stromaufwärtigen Laufradstirnseite zu dem radial innerhalb des Treibmittelkanals befindlichen Raum auf der stromabwärtigen Laufradstirnseite anstelle der bisher üblichen Kühlluftführung durch die mittige Radscheibenbohrung zu finden.The invention is based on the object of providing a better alternative for transferring excess Cooling air from the upstream impeller face to that located radially inside the propellant duct Space on the downstream impeller face instead of the usual cooling air duct through the find central wheel disc bore.

Diese Aufgabe wird gemäß der Erfindung durch dieThis object is achieved according to the invention by the

im kennzeichnenden Teil des Patentanspruchs angegebene Anordnung gelöst, wonach die Kühlluftaustrittsdüsen in einen radial innerhalb vom Treibmittelkanal gelegenen Raum ausmünden.solved in the characterizing part of the claim specified arrangement, after which the cooling air outlet nozzles open into a space located radially inside the propellant channel.

Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung wird nachstehend mit Bezug auf die anliegende Zeichnung mehr im einzelnen beschrieben, die im Axialhalbschnitt eine zweistufige Hochdruckturbine eines Gasturbinentriebwerks zeigtAn embodiment of the invention will be described in more detail below with reference to the accompanying drawings individual described, the axial half section of a two-stage high pressure turbine of a gas turbine engine shows

Die Laufräder der beiden Turbinenstufen 15a und 15b der dargestellten Hochdruckturbine weisen jeweils eine ringförmige Laufradscheibe 18 mit einer großen mittigen Nabenverdickung 19 und einem Kranz von •Laufschaufeln 20 auf, deren Tannenbaumfüße 22 in entsprechende Haltenuten am Radscheibenrand eingesetzt sind. Die Laufschaufeln 20 haben jeweils ein Schaufelblatt 23, ein Deckbandelement 24, eine Fußplatte 25 und einen zwischen dieser und dem Tannenbaumfuß 22 verlaufenden Schaft 26.The impellers of the two turbine stages 15a and 15b of the high-pressure turbine shown each have an annular impeller disk 18 with a large central hub thickening 19 and a ring of • rotor blades 20, the fir tree feet 22 of which are inserted into corresponding holding grooves on the edge of the wheel disk. The rotor blades 20 each have a blade 23, a shroud element 24, a base plate 25 and a shaft 26 running between this and the fir tree base 22.

Zwischen den Radscheibenrändern der beiden Laufradscheiben 18 befindet sich ein Labyrinthdichtungselement 35, das mit einer zylindrischen Gegenfläche 36 am Innenumfang eines zwischen den beiden Laufrädern angeordneten Leitschaufelkranzes 37 zusammenwirkt. Die Haltenuten und die Schaufelfüße des Laufrads der ersten Turbinenstufe 15a sind so ausgebildet, daß zwischen der Unterseite jedes Schaufelfußes 22 und dem Nutgrund der zugehörigen Haltenut ein Hohlraum 41 gebildet ist. Außerdem sind die Laufschaufeln 20 derA labyrinth sealing element is located between the wheel disk edges of the two wheel disks 18 35, which has a cylindrical mating surface 36 on the inner circumference of one between the two impellers arranged guide vane ring 37 cooperates. The retaining grooves and the blade roots of the impeller of the first turbine stage 15a are designed so that between the underside of each blade root 22 and the groove bottom of the associated holding groove a cavity 41 is formed. In addition, the blades 20 are the

ersten Turbinenstufe mit einem stromaufwärts vorspringenden Flansch 42 versehen, der eine als Kühlluftaufnehmer dienende Aussparung 43 begrenzt. Aus den Hohlräumen 41 zwischen den Schaufelfüßen und dem jeweiligen Haltenutgrund führen Kühlkanäle 44 in dasfirst turbine stage with one projecting upstream Flange 42 is provided which delimits a recess 43 serving as a cooling air receiver. From the Cavities 41 between the blade roots and the respective retaining groove base lead cooling channels 44 into the

Innere der Laufschaufeln, um diese zu kühlen.Inside of the blades to cool them.

Die stromaufwärts weisenden Flansche 42 der Laufschaufeln der ersten Turbinenstufe 15a sind mit Dichtungselementen 45 versehen, die mit einem Flansch 46. der feststehenden Konstruktion zusammenwirken, die einen Teil der Halterung der Eintrittsleitschaufeln 48 der Turbine bildet. Ferner ist eine Dichtung 51 an den stromaufwärtigen Enden der Laufschaufelfußplatten der ersten Turbinenstufe gebildet, um ein Auslecken von Kühlluft aus dem radial innerhalb der Fußplatten gelegenen Bereich in den die Turbine anströmenden heißen Arbeitsmittelstrom weitgehend zu verhindern.The upstream flanges 42 of the rotor blades of the first turbine stage 15a are with Sealing elements 45 are provided which cooperate with a flange 46 of the fixed structure, which forms part of the bracket for the inlet guide vanes 48 of the turbine. Furthermore, a seal 51 is on the upstream ends of the first turbine stage blade root plates to prevent leakage of Cooling air from the area located radially inside the base plates into the area flowing towards the turbine to largely prevent hot working medium flow.

Die stromabwärtigen Enden der die Schaufelfüße aufnehmenden Haltenuten des Laufradscheibenrandes der ersten Turbinenstufe sind durch eine Dichtungsplatte 52 verschlossen, die außerdem im Zusammenwirken mit dem Radscheibenrand einer axialen Verschiebung der Schaufelfüße in den Haltenuten nach hinten entgegenwirkt.The downstream ends of the blade root holding grooves of the impeller disk rim the first turbine stage are closed by a sealing plate 52, which also interact with the edge of the wheel disc an axial displacement of the blade roots in the retaining grooves to the rear counteracts.

Die Laufschaufeln 20 der ersten Turbinenstufe weisen außerdem am hinteren Ende ihres Schaftes direkt unter der Fußplatte einen radial einwärts vorspringenden Flansch 53 auf, in welchem eine Anzahl von Kühlluftaustrittsdüsen 54 gebildet ist, die entgegen der Drehrichtung der Turbine gerichtet sind.The rotor blades 20 of the first turbine stage also point directly below at the rear end of their shaft the base plate has a radially inwardly projecting flange 53 in which a number of cooling air outlet nozzles 54 is formed, which are directed against the direction of rotation of the turbine.

Aus dem Hochdruckverdichter des Triebwerks abgezweigte Kühlluft wird durch stromauf des Laufrads der ersten Turbinenstufe 15a angeordnete Dralldüsen 58 in den Raum 55 zwischen der stromaufwärtigen Radscheibenstirnseite dieses Laufrads und einer Abdeckplatte 59 geleitet. Ein Teil dieser Kühlluft tritt durch die Aussparung 43 der stromaufseitigen Schaufelfußflansche 42 der Laufschaufeln in die Hohlräume 41 und von diesen aus in die inneren Kühlkanäle 44 derCooling air diverted from the high-pressure compressor of the engine flows through upstream of the impeller the first turbine stage 15a arranged swirl nozzles 58 in the space 55 between the upstream Wheel disk face of this impeller and a cover plate 59 passed. Part of this cooling air passes through the recess 43 of the upstream blade root flanges 42 of the rotor blades into the cavities 41 and from these into the inner cooling channels 44 of the

Laufschaufeln ein, um diese zu kühlen. Der restliche Teil der Kühlluft gelangt durch die Dichtung 45 hindurch in zwischen den Schäften 26 benachbarter Laufschaufeln gebildete Kammern hinein, aus welchen sie durch die Kühlluftaustrittsdüsen 54 in den Raum 57 zwischen den beiden Laufrädern austrittBlades to cool them. The rest of the part the cooling air passes through the seal 45 into between the shafts 26 of adjacent rotor blades formed chambers into it, from which they through the cooling air outlet nozzles 54 in the space 57 between the emerges from both impellers

Da diese Kühlluft mit großem Dra'lwinkel durch die Austrittsdüsen ausströmt, ergibt sich eine große Reaktionskraftkomponente, die den Turbinenwirkungsgrad verbessert, und die Druckdifferenz zwischen den statischen Kühlluftdrücken stromauf und stromab der Laufradscheibe läßt sich dazu ausnützen, die Kühlluft durch Entspannung stromab der Laufradicheibe abzukühlen. As this cooling air flows through the Exhaust nozzles flows out, there is a large reaction force component that increases the turbine efficiency improved, and the pressure difference between the static cooling air pressures upstream and downstream of the The impeller disk can be used to cool the cooling air by expanding it downstream of the impeller disk.

Die durch die Austrittsdüsen 54 austretende überschüssige Kühlluft kann zur Druckbeaufschlagung des ' Raumes 57 zwischen den beiden Laufradscheiben sowie auch zur Kühlung der Leitschaufeln 37 oder derThe excess cooling air exiting through the outlet nozzles 54 can be used to pressurize the 'Space 57 between the two impeller disks and also for cooling the guide vanes 37 or the

Laufschaufeln der zweiten Turbinenstufe ausgenützt werden.The blades of the second turbine stage are used.

Anstalt in einem hinteren Flansch der Laufschaufeln könnten die Austrittsdüsen 54 auch in der Dichtungsplatte 52 angeordnet sein.Instead of being in a rear flange of the rotor blades, the outlet nozzles 54 could also be in the sealing plate 52 be arranged.

Eine weitere Möglichkeit besteht darin, die überschüssige Kühlluft nicht durch die Dichtung 45 in zwischen den Schaufelschäften gebildete Kammern, sondern unmittelbar aus den Hohlräumen 41 durch einen inneren Slrömungskanal im Schaufelfuß jeder Schaufel zu im Flansch 53 oder in der Dichtungsplatte 52 gebildeten Austrittsdüsen zu leiten. Schließlich ist es auch möglich, die Austrittsdüsen für die überschüssige Kühlluft im Randbereich der Radscheibe zu bilden, insbesondere bei einteiligen Laufrädern, d.h. bei Laufrädern mit einteilig mit der Radscheibe ausgebildeten Schaufeln.Another possibility is to prevent the excess cooling air through the seal 45 in chambers formed between the blade shafts, but directly from the cavities 41 through an inner flow channel in the blade root of each blade to in flange 53 or in the sealing plate 52 formed outlet nozzles to guide. Finally, it is also possible to use the outlet nozzles for the excess To form cooling air in the edge area of the wheel disc, especially with one-piece impellers, i.e. with Impellers formed in one piece with the wheel disc Shovels.

Hierzu 1 Blatt Zeichnungen1 sheet of drawings

Claims (1)

Patentanspruch:Claim: Gasturbine mit einem Laufrad, das zum Ableiten überschüssiger, zur stromaufwärtigen Laufradstirnseite zugeführter Kühlluft einen Strömungsweg aufweist, der radial weiter innen als der Treibmittelkanal zur stromabwärtigen Laufradstirnseite verläuft und einen Kranz von im Randbereich der Radscheibe gebildeten Kühlluftaustrittsdüsen aufweist, die mit zum Laufraddrehsinn entgegengesetzter Richtungskomponente zur stromabseitigen Laufradstirnseite hin ausmünden und mit zur stromaufwärtigen Laufradstirnseite hin ausmündenden Kühlluftaufnahmeöffnungen in Verbindung stehen, d a durch gekennzeichnet, daß die Kühlluftaustrittsdüsen (54) in einen radial innerhalb vom Treibmittelkanal gelegenen Raum (57) ausmünden.Gas turbine with an impeller that is used to divert excess to the upstream impeller face supplied cooling air has a flow path which is radially further inward than the propellant channel runs to the downstream impeller face and a ring of in the edge area of the Has cooling air outlet nozzles formed by the wheel disc, which are opposite to the direction of rotation of the impeller Directional components open out towards the downstream impeller face and with towards the upstream Cooling air intake openings opening out towards the impeller face are in communication, d a through characterized in that the cooling air outlet nozzles (54) in a radially inward of Open out into the space (57) located in the propellant duct.
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Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE19854907A1 (en) * 1998-11-27 2000-05-31 Rolls Royce Deutschland 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
DE19854908A1 (en) * 1998-11-27 2000-05-31 Rolls Royce Deutschland Blade and rotor of a turbomachine
DE10159670A1 (en) * 2001-12-05 2003-06-18 Rolls Royce Deutschland Vortex rectifier in the high pressure compressor of a gas turbine

Families Citing this family (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4453888A (en) * 1981-04-01 1984-06-12 United Technologies Corporation Nozzle for a coolable rotor blade
US4807433A (en) * 1983-05-05 1989-02-28 General Electric Company Turbine cooling air modulation
EP0144842B1 (en) * 1983-12-05 1988-07-27 Westinghouse Electric Corporation Cascaded air supply for gas turbine cooling
CA1209482A (en) * 1983-12-22 1986-08-12 Douglas L. Kisling Two stage rotor assembly with improved coolant flow
CA1198986A (en) * 1983-12-22 1986-01-07 United Technologies Corporation Rotor with double pass blade root cooling
EP0353447A1 (en) * 1988-07-29 1990-02-07 Westinghouse Electric Corporation Side-entry grooves for mounting turbine blades
GB2233401A (en) * 1989-06-21 1991-01-09 Rolls Royce Plc Improvements in or relating to gas turbine engines
CA2198225C (en) * 1994-08-24 2005-11-22 Leroy D. Mclaurin Gas turbine blade with cooled platform
GB2319308B (en) * 1996-11-12 2001-02-28 Rolls Royce Plc Gas turbine engine turbine system
DE19705441A1 (en) * 1997-02-13 1998-08-20 Bmw Rolls Royce Gmbh Turbine impeller disk
EP0890781B1 (en) * 1997-07-11 2005-05-04 ROLLS-ROYCE plc Gas turbine lubrication during starting
US6428270B1 (en) * 2000-09-15 2002-08-06 General Electric Company Stage 3 bucket shank bypass holes and related method
US7244101B2 (en) * 2005-10-04 2007-07-17 General Electric Company Dust resistant platform blade
WO2017155506A1 (en) * 2016-03-07 2017-09-14 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine last stage rotor blade with forced driven cooling air

Family Cites Families (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR1207772A (en) * 1957-07-18 1960-02-18 Rolls Royce Improvements to fluid machines with paddle rotors
US3565545A (en) * 1969-01-29 1971-02-23 Melvin Bobo Cooling of turbine rotors in gas turbine engines
CA939521A (en) * 1970-04-28 1974-01-08 Bruce R. Branstrom Turbine coolant flow system
GB1350471A (en) * 1971-05-06 1974-04-18 Secr Defence Gas turbine engine
BE791162A (en) * 1971-11-10 1973-03-01 Penny Robert N TURBINE ROTOR
IT1025260B (en) * 1973-11-16 1978-08-10 Mtu Muenchen Gmbh TURBINE WITH INTERNAL COOLING OF THE CROWN AND WITH PRESCRIBED POSITIONS OF BREAKAGE
IT1063518B (en) * 1975-09-08 1985-02-11 Gen Electric SYSTEM FOR USING THE COOLING AIR LOSS IN A GAS TURBO ENGINE
GB2010404B (en) * 1977-12-17 1982-02-10 Rolls Royce Gas turbine engines

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE19854907A1 (en) * 1998-11-27 2000-05-31 Rolls Royce Deutschland 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
DE19854908A1 (en) * 1998-11-27 2000-05-31 Rolls Royce Deutschland Blade and rotor of a turbomachine
DE10159670A1 (en) * 2001-12-05 2003-06-18 Rolls Royce Deutschland Vortex rectifier in the high pressure compressor of a gas turbine

Also Published As

Publication number Publication date
DE3031553A1 (en) 1981-03-12
JPS5634906A (en) 1981-04-07
FR2464363A1 (en) 1981-03-06
GB2057573A (en) 1981-04-01

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