DE3446649A1 - Lining for high-temperature gas turbines - Google Patents
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Abstract
Description
Beschreibung description
Die Erfindung betrifft eine Auskleidung für Hochtemperatur-Gasturbinen, bei der auf die der Hochtemperatur zugewandten Seite des Turbinengehäuses eine wärmeisolierende Schicht aus einem Keramikmaterial aufgebracht ist.The invention relates to a lining for high-temperature gas turbines, on the side of the turbine housing facing the high temperature there is a heat-insulating one Layer of a ceramic material is applied.
Bei Gasturbinenanlagen, wie sie insbesondere für den Einsatz im Kraftfahrzeugbau vorgesehen sind, entstehen sehr hohe Prozeßtemperaturen, die um 1300 "C und mehr liegen. Diese hohen Temperaturen müssen gegen die tragenden metallischen Teile des Turbinengehäuses hin durch eine wärmeisolierenden Auskleidung abgebaut werden. Nachteilig daran ist, daß aufgrund des hohen erforderlichen Temperaturgefälles sehr raumaufwendige lsolierschichtstärken erforderlich sind, die nicht nur das Bauvolumen der Gasturbinenanlage, sondern auch ihr Gewicht vergrößern.In the case of gas turbine systems, such as those used in particular in motor vehicle construction are provided, very high process temperatures arise, around 1300 "C and more lie. These high temperatures must be applied against the supporting metallic parts of the Turbine housing to be dismantled through a heat-insulating lining. Disadvantageous the point is that, due to the high temperature gradient required, it is very space-consuming Insulation layer thicknesses are required that not only reduce the structural volume of the gas turbine system, but also increase their weight.
Zur Behebung dieses Nachteils wurde gemäß der DE-OS 28 42 410 bereits eine Auskleidung für eine Gasturbinenanlage beschrieben, bei der auf die Innenseite der Wandungen des Brennkammerraumes und des Abgasdiffusors eine Schicht eines faserkeramischen Materials aufgebracht wird, wobei diese Isolationsschicht jedoch durch entweder Abstandshalter zwischen der Innenwand und der Isolationsschicht oder auf der Innenseite der Gehäusewand ausgebildeten Stegen im Abstand von der Innenwand gehalten wird. Hierdurch werden zwischen der Innenwand und der Isolationsschicht Luftführungskanäle gebildet, durch die Kühlluft gedrückt wird, die anschließend durch das poröse faserkeramische Material entgegen dem Temperaturgefälle gedrückt werden soll. Eine solche Anordnung hat sich jedoch nicht als zweckmäßig erwiesen. Damit ausreichend Luft durch die Isolationsschicht gedrückt werden muß, muß dieses Material eine bestimmte Porösität aufweisen. Dies hat andererseits aber zum Nachteil, daß die Isolationsschicht selbst keine ausreichende Stabilität aufweist und dadurch eine unerwünscht hohe Abriebrate infolge des mit hoher Geschwindigkeit strömenden Gases in der Gasturbine aufweist.To remedy this disadvantage, according to DE-OS 28 42 410 a lining for a gas turbine system described, in which on the inside the walls of the combustion chamber space and the exhaust gas diffuser a layer of a fiber-ceramic Material is applied, however, this insulation layer through either Spacer between the inner wall and the insulation layer or on the inside the housing wall formed webs is held at a distance from the inner wall. This creates air ducts between the inner wall and the insulation layer formed, through which the cooling air is pressed, which then passes through the porous fiber-ceramic Material is to be pressed against the temperature gradient. Such an arrangement however, has not proven to be appropriate. So that there is enough air through the If the insulation layer has to be pressed, this material must have a certain porosity exhibit. On the other hand, this has the disadvantage that the insulation layer itself does not have sufficient stability and thus an undesirably high wear rate as a result of the gas flowing at high speed in the gas turbine.
Um dem Problem des mechanischen Angriffs und der mechanischen Zerstörung der Isolationsschicht durch die heißen Gase mit hoher Geschwindigkeit zu begegnen, wurde gemäß der DE-OS 26 30 247 bereits eine Auskleidung für eine Gasturbinenanlage beschrieben, bei der auf die Innenseite der Turbinengehäusewand eine mattenförmige Auskleidung aus einer keramischen Faser aufgebracht wird, auf die ihrerseits auf der den heißen Gasen zugewandten Seite eine metallische oder metalloxydische Schicht aufgebracht ist. Diese Lösung brachte jedoch keinerlei Verbesserung, da offensichtlich aufgrund der äußerst unterschiedlichen Wärmeausdehnungskoeffizienten zwischen einerseits der Metallschicht und andererseits der Isolationsmatte Risse auftraten, die nach kurzer Betriebszeit zu einer ähnlichen Zerstörung des Isolationsmaterials führten, wie bei einer Anordnung ohne eine ähnliche Metallschicht.To the problem of mechanical attack and mechanical destruction to counteract the insulation layer through the hot gases at high speed, was according to DE-OS 26 30 247 already a lining for a gas turbine plant described in which on the inside of the turbine housing wall a mat-shaped Lining made of a ceramic fiber is applied to which in turn the side facing the hot gases has a metallic or metal oxide layer is upset. However, this solution did not bring any improvement, as it was obvious due to the extremely different coefficients of thermal expansion between on the one hand cracks appeared in the metal layer and, on the other hand, in the insulation mat short operating time led to a similar destruction of the insulation material, as with an arrangement without a similar metal layer.
Ein großer Teil der Probleme bei der Isolation einer Gasturbinenanlage rührt auch von den unterschiedlichen Wärmeausdehnungen der nebeneinander verwandten Materialien, wie etwa der Metallwand des Gasturbinengehäuses und der an dieser anliegenden Isolationsschicht her. Dies kann sowohl zu Beschädigungen an der Isolationsschicht wie auch durch Abplatzen der Isolationsschicht von der Gehäusewand zu einer Verringerung der Isoliereigenschaften führen. Gemäß dr DE-OS 28 26 184 hat man bereits versucht, dieses Problem dadurch zu verringern, daß man zwischen der metallischen Gehäusewand und dem Isolationswerkstoff eine elastische, temperaturbeständige Zwischenschicht aus Abbestschaumstoff oder Basaltwolle mit einer Temperaturbeständigkeit bis etwa 550 OC eingebracht hat. Mit einer derartigen Zwischenschicht ist es aber in nur unzureichender Weise gelungen, den angestrebten Ausgleich der Ausdehnungsunterschiede zwischen der Metallwand der Gasturbine und dem spröden Isolationswerkstoff zu erreichen.A large part of the problems with isolating a gas turbine plant is also due to the different thermal expansions of the adjacent ones Materials such as the metal wall of the gas turbine casing and the one against it Insulation layer. This can both damage the insulation layer as well as by flaking off the insulation layer from the housing wall to a reduction the insulating properties. According to dr DE-OS 28 26 184, attempts have already been made to reduce this problem by having between the metallic housing wall and the insulation material an elastic, temperature-resistant intermediate layer made of foam or basalt wool with a temperature resistance of up to approx 550 OC. With such an intermediate layer, however, it is only in Inadequately succeeded in compensating for the expansion differences sought between the metal wall of the gas turbine and the brittle insulation material.
Der vorliegenden Erfindung liegt nunmehr die Aufgabe zugrunde, eine Auskleidung für eine Gasturbinenanlage insbesondere für den Kraftfahrzeugbau anzugeben, die wenig Platz beansprucht und ein geringes Gewicht aufweist und dennoch eine extrem hohe Wärmedämmung ermöglicht und dennoch gleichzeitig eine lange Betriebs lebensdauer aufweist.The present invention is now based on the object of a Specify lining for a gas turbine system, in particular for motor vehicle construction, which takes up little space and is light in weight and yet extremely high thermal insulation enables and at the same time a long time Has operating life.
Diese Aufgabe wird gemäß der Erfindung ausgehend von einer Auskleidung der eingangs erwähnten Art dadurch gelöst, daß auf die Gehäuseinnenwand eine erste Schicht aus einem mikroporösen, überwiegend Siliciumdioxyd enthaltenden Material aufgebracht wird, daß auf diese erste Schicht eine zweite Schicht aus einer Keramikfaser aufgebracht ist, daß zwischen dem Turbinengehäuse und der ersten Schicht sowie zwischen der ersten und der zweiten Schicht jeweils eine Bindemittelschicht aus einer Fasermasse bestehend aus Al203 und SiO2 und ggf. einem Zusatz an Cr203 vorgesehen ist, und daß auf diese zweite Schicht eine Auskleidungsschicht aus einem hitzebeständigen Edelstahlblech aufgebracht ist.According to the invention, this object is achieved on the basis of a lining of the type mentioned in that on the housing inner wall a first Layer of a microporous, predominantly silicon dioxide-containing material is applied that on this first layer a second layer of a ceramic fiber is applied that between the turbine housing and the first layer and between the first and second layers each have a binder layer made from a fiber mass consisting of Al203 and SiO2 and possibly an addition of Cr203 is provided, and that on this second layer a lining layer made of a heat-resistant Stainless steel sheet is applied.
Durch einen derartigen Schichtaufbau der Auskleidung läßt sich eine wesentlich verlängerte Betriebslebensdauer der Auskleidung erreichen. Darüberhinaus ermöglicht der Schichtaufbau bei einer äußerst geringen Gesamtdicke der Auskleidung eine bisher noch nicht erreichte Wärmedämmung, indem eine Temperaturdifferenz zwischen einerseits etwa 1200 OC im Innenraum der Gasturbine und einer Temperatur von 50 bis 100 OC auf der Außenseite des Gasturbinengehäuses aufrecht erhalten werden kann.With such a layer structure of the lining, a achieve significantly longer service life of the lining. Furthermore enables the layer structure with an extremely low overall thickness of the lining a previously unattained thermal insulation by adding a temperature difference between on the one hand about 1200 OC in the interior of the gas turbine and a temperature of 50 up to 100 OC on the outside of the gas turbine casing can be maintained.
Vorzugsweise wird für die erste Schicht ein keramisches Material verwandt, das aus etwa 63 Gewichtsprozent SiO2, 17,8 Gewichtsprozent TiO2 sowie etwa 3,1 Gewichtsprozent Al203 sowie anderen Verbindungen besteht. Allgemein wird für das Material dieser ersten Schicht ein Material verwandt, wie es von der Anmelderin unter dem Warenzeichen "Minileit" vertrieben wird.A ceramic material is preferably used for the first layer, that of about 63 percent by weight SiO2, 17.8 percent by weight TiO2 and about 3.1 percent by weight Al203 and other compounds exist. This is generally used for the material first layer a material related, as described by the applicant under the trademark "Minileit" is distributed.
Bevorzugt wird für die zweite Schicht ein Material verwandt, wie es von der Anmelderin unter dem Warennamen "Keramikfaser - Vakuum" vertrieben wird. Insbesondere hat sich eine Ausbildung der zweiten Schicht in der Art als zweckmäßig erwiesen, daß diese aus einer Fasermatte aus keramischen Fasern mit einem Anteil von Al203 zwischen 50 und 95 Gewichtsprozent und einem Rest von im wesentlichen SiO2 besteht.A material like this is preferably used for the second layer is marketed by the applicant under the trade name "Ceramic Fiber Vacuum". In particular, the second has an education Layer in the Kind has proven to be useful that this consists of a fiber mat made of ceramic fibers with a proportion of Al 2 O 3 between 50 and 95 percent by weight and a remainder of consists essentially of SiO2.
Für die Bindemittelschicht wird bevorzugt das von der Anmelderin unter dem Warennamen "Keramikfaser - Coating Typ 1400" vertriebene Bindemittel verwandt. Gemäß einer besonders bevorzugten Ausführung besteht die Bindemittelschicht aus etwa 55 Gewichtsprozent SiO2, 41 Gewichtsprozent Al203 und 4 Gewichtsprozent Cr203.For the binder layer, that of the applicant is preferred under The binders sold under the trade name "Ceramic Fiber Coating Type 1400" are related. According to a particularly preferred embodiment, the binder layer consists of about 55 percent by weight SiO2, 41 percent by weight Al203 and 4 percent by weight Cr203.
Als Material für die Auskleidungsschicht hat sich das Legierungsmaterial Inconel 600 als zweckmäßig erwiesen. Bei einer Dicke von 0,45 mm der Auskleidungsschicht konnte diese noch verhältnismäßig leicht dem komplizierten Formverlauf des Innenraums der Gasturbine angepaßt werden, ohne daß sich Schwierigkeiten in Bezug auf die Wärmeausdehnung des Edel stahlblechs oder in Bezug auf eine ausreichende Betriebs lebensdauer ergeben hätten.The alloy material has proven to be the material for the lining layer Inconel 600 proved to be useful. With a thickness of 0.45 mm of the lining layer it was still relatively easy to match the complicated shape of the interior the gas turbine can be adapted without difficulties in terms of thermal expansion of the stainless steel sheet or in relation to a sufficient operating life would have.
Obgleich die Auskleidungsschicht aus einem durchgehenden Stück mit entsprechend vorgesehenen Wärmedehnungsfugen ausgebildet sein kann, hat es sich als zweckmäßig erwiesen, die Auskleidungsschicht aus dem hitzebeständigen Edelstahlblech in mehrere Formabschnitte zu unterteilen, die sich an ihren Rändern überlappen. Als besonders günstig hat sich hierbei eine Ausbildung der Formabschnitte derart gezeigt, daß jeweils ein Rand zweier aneinanderstoßender Formabschnitte in Form einer Nut ausgebildet ist, in die der Rand des angrenzenden Formabschnitts gleitend verschieblich vorsteht.Although the lining layer is made of one continuous piece with can be designed accordingly provided thermal expansion joints, it has Proven to be useful, the lining layer made of the heat-resistant stainless steel sheet to be divided into several shape sections that overlap at their edges. A design of the shaped sections in this way has proven to be particularly favorable shown that in each case one edge of two abutting mold sections in the form a groove is formed into which the edge of the adjacent mold portion slides protrudes displaceably.
Im folgenden soll die Erfindung näher anhand eines in der Zeichnung dargestellten vorzugsweisen Ausführungsbeispiels erläutert werden.In the following, the invention will be described in more detail with reference to one in the drawing illustrated preferred embodiment are explained.
In der Zeichnung zeigen: Fig. 1 eine Teilschnittansicht durch die Turbinengehäusewand mit der darauf angebrachten Auskleidung in vergrößertem Maßstab Fig. 2 eine Draufsicht auf eine Anordnung in der Auskleidungsschicht zur Ermöglichung eines Druckausgleichs zwischen dem Innenraum der Gasturbine und dem Inneren der Auskleidung Fig. 3 einen Schnitt durch einen Teil der Gasleitung im Inneren der Gasturbine, wobei lediglich die Auskleidung dargestellt ist und Fig. 4 eine Teilansicht der in Elemente bestimmter Form unterteilten ersten Schicht zur Erläuterung des Aufbaus der Auskleidung aus einzelnen vorgeschnittenen Elementen.In the drawing show: Fig. 1 is a partial sectional view through the turbine housing wall with the lining attached to it in an enlarged view Scale Fig. 2 is a plan view of an arrangement in the lining layer for Enabling pressure equalization between the interior of the gas turbine and the Inside the lining Fig. 3 is a section through part of the gas line in the Inside the gas turbine, only the lining being shown and Fig. 4 shows a partial view of the first layer divided into elements of a certain shape Explanation of the construction of the lining from individual pre-cut elements.
Im folgenden wird ein Ausführungsbeispiel einer Auskleidung für eine Gasturbinenanlage für Kraftfahrzeuge beschrieben, wie sie etwa in der DE-OS 28 42 410 in Figur 1 dargestellt und an sich allgemein bekannt ist. Die Anwendung der Erfindung ist jedoch nicht nur auf derartige Gasturbinenanlagen für Kraftfahrzeuge beschränkt, obgleich hier die besonders hohe Wärmedämmung auf eine Außentemperatur des Gasturbinengehäuses zwischen 50 und 100 "C sich als besonders vorteilhaft erwiesen hat.In the following an embodiment of a lining for a Gas turbine system for motor vehicles described, for example in DE-OS 28 42 410 shown in Figure 1 and is generally known per se. The application of the However, the invention is not limited to such gas turbine systems for motor vehicles limited, although here the particularly high thermal insulation is limited to an outside temperature of the gas turbine casing between 50 and 100 "C has proven to be particularly advantageous Has.
In Fig. 1 ist mit 1 das Gehäuse einer Gasturbinenanlage bezeichnet, deren Seite 2 mit der Außenatmosphäre in Verbindung steht. Die auf der Innenseite des Gehäuses anliegende, allgemein mit 3 bezeichnete Auskleidung weist den folgenden Schichtaufbau auf: eine Bindemittelschicht 4, eine erste Wärmedämmungsschicht 5, eine weitere Bindemittelschicht 6, eine zweite Wärmedämmungsschicht 7 sowie eine Auskleidungsschicht 8 aus einem hitzebeständigen Edelstahlblech, die die mit dem Innengasraum 9 in Verbindung stehende Schicht der Auskleidung bildet. Die erste Wärmedämmungsschicht 5 besteht aus einem unter dem Warenzeichen Minileit von der Anmelderin vertriebenen Keramikfasermaterial, das aufgrund seiner chemischen Zusammensetzung und aufgrund seiner Mikroporösität eine besonders hohe Wärmedämmung aufweist. Eine bevorzugte Zusammensetzung dieser Wärmedämmungsschicht besteht aus 63 Gewichtsprozent SiO2, 17,8 % TiO2 und 3,1 Al203 sowie geringeren Bestandteilen aus CrO2, Fe203, Cr203 sowie weiteren Spuren anderer anorganischer Verbindungen. Ein wesentlicher Vorteil dieses Materials besteht darin, daß es im Dauerbetrieb bis etwa 950 "C eingesetzt werden kann. Die Formung der Wärmedämmungsschicht 5 erfolgt am besten derart, daß eine entsprechende Schichtdicke in Flächenelemente zugeschnitten werden, wie sie in Fig. 4 gezeigt sind, die an den Verlauf der Innenfläche des Gehäuses der Gasturbine angepaßt sind und daß diese Flächenelemente sodann mit speziellen Preßwerkzeugen geformt werden.In Fig. 1, 1 denotes the housing of a gas turbine system, whose side 2 is in connection with the outside atmosphere. The one on the inside the housing adjacent, generally designated 3 lining has the following Layer structure on: a binder layer 4, a first thermal insulation layer 5, a further binder layer 6, a second thermal insulation layer 7 and one Lining layer 8 made of a heat-resistant stainless steel sheet, which is connected to the Inner gas space 9 forms communicating layer of the lining. The first Thermal insulation layer 5 consists of one under the trademark Mini-lead sold by the applicant ceramic fiber material, which due to its chemical composition and, due to its microporosity, a particularly high one Has thermal insulation. A preferred composition of this thermal insulation layer consists of 63 percent by weight SiO2, 17.8% TiO2 and 3.1 Al203 as well as less Components of CrO2, Fe203, Cr203 and other traces of other inorganic substances Links. A major advantage of this material is that it is in Continuous operation up to about 950 "C can be used. The formation of the thermal insulation layer 5 is best done in such a way that a corresponding layer thickness in surface elements are cut, as shown in Fig. 4, the course of the inner surface of the housing of the gas turbine are adapted and that these surface elements then with special pressing tools are formed.
Die zweite Wärmedämmungsschicht 7 besteht aus dem von der Anmelderin unter der Bezeichnung "Keramikfaser - Vakuum" vertriebenen Keramikfasermaterial. Dieses Material besteht aus einem Mischfasermaterial, das aus einer Mischung von Aluminiumsilikatfasern und Aluminiumoxydfasern sowie reinen Aluminiumoxydfasern unter Beimischung unterschiedlicher Füller und Binder hergestellt wird. Diese Komponenten werden mit Wasser aufgeschlämmt. Zur Herstellung einer bestimmten Form taucht die vorgefertigte gewünschte Form in die Maschine und ein Vakuum saugt die Masse an die Form. Die Dicke der so hergestellten Platten und Formteile wird beeinflußt von der Dauer der Einschaltung des Vakuums. Infolgedessen ist die Material - Dicke stets gleichmäßig. Ein bevorzugtes Material besteht aus etwa 52 Gewichtsprozent Al203 und 42 Gewichtsprozent SiO2. Das Material hat eine Rohdichte von ca. 210 kg/m3 und eine Klassifikationstemperatur von 1400 OC. Die Wärmeleitzahl bei einer Mitteltemperatur von 1200 "C beträgt 0,250.The second thermal insulation layer 7 consists of that of the applicant Ceramic fiber material sold under the name "Ceramic Fiber Vacuum". This material consists of a mixed fiber material that consists of a mixture of Aluminum silicate fibers and aluminum oxide fibers as well as pure aluminum oxide fibers is produced with the addition of different fillers and binders. These components are slurried with water. To produce a specific shape, the pre-made desired shape in the machine and a vacuum sucks in the mass form. The thickness of the panels and moldings produced in this way is influenced by the duration of the activation of the vacuum. As a result, the material thickness is always evenly. A preferred material consists of about 52 percent by weight Al 2 O 3 and 42 percent by weight SiO2. The material has a bulk density of approx. 210 kg / m3 and a classification temperature of 1400 OC. The coefficient of thermal conductivity at a mean temperature of 1200 "C is 0.250.
Die Bindemittelschichten 4 und 6 bestanden aus einem von der Anmelderin unter der Bezeichnung "Keramikfaser - Coating Type 1400" vertriebenen Material. Ein solches Material bestand aus 52 Gewichtsprozent Al203 und 46 Gewichtsprozent SiO2. Seine Rohdichte betrug 650 kg/m3. Seine Wärmeleitfähigkeit betrug bei 900 OC 0,19 Wmk.The binder layers 4 and 6 consisted of one of the applicant's material sold under the name "Ceramic Fiber Coating Type 1400". One such material consisted of 52 percent by weight Al 2 O 3 and 46 percent by weight SiO2. Its density was 650 kg / m3. Its thermal conductivity was 0.19 Wmk at 900 OC.
Die Raumbeständigkeit des Materials betrug bei 1400 "C -2,5 %.The volume stability of the material at 1400 "C was -2.5%.
Die Auskleidungsschicht 8 besteht aus einem Edelstahlblech Inconel 600. (W.St. 2.4816). Die gesamte Auskleidungsschicht 8 wird vor dem Einbringen in einzelne Teilsegmente zerlegt, worauf noch weiter unten eingegangen werden soll. Diese Teilsegmente werden zuvor bei ca. 1100 OC in einem Zeitraum von ca. 30 Minuten weichgeglüht und an die Form des auszukleidenden Innenraumes der Gasturbine angepaßt.The lining layer 8 consists of a stainless steel sheet Inconel 600. (W.St. 2.4816). The entire lining layer 8 is before being introduced into disassembled individual subsegments, which will be discussed further below. These sub-segments are previously at approx. 1100 OC over a period of approx. 30 minutes Soft-annealed and adapted to the shape of the interior of the gas turbine to be lined.
Die einzelnen Segmente der Auskleidungsschicht werden sodann miteinander derart verschweißt, daß Wärmedehnungsprofiltaschen zwischen den einzelnen Segmenten gebildet werden, die die Wärmedehnungen der einzelnen Segmente aufnehmen und kompensieren. An den Rändern erfolgt eine direkte Verschweißung der Segmente der Auskleidungsschicht 8 mit dem Gehäuse mit Hilfe von Widerstandsschweißmaschinen und Kondensatorentladungsschweißvorrichtungen.The individual segments of the lining layer are then joined together welded in such a way that thermal expansion profile pockets between the individual segments are formed, which absorb and compensate for the thermal expansion of the individual segments. The segments of the lining layer are welded directly at the edges 8 to the housing with the help of resistance welding machines and capacitor discharge welding devices.
Gemäß einer bevorzugten Ausführungsform ist die Dicke der einzelnen Schichten etwa wie folgt: Die Bindemittelschichten 4 und 6 etwa 0,5 bis 1 mm, die erste Wärmedämmungsschicht 5 eine Dicke von 10 mm, die zweite Wärmedämmungsschicht eine Dicke von etwa 15 mm und die Auskleidungsschicht 8 aus Inconel 600 eine Dicke von etwa 0,45 mm.According to a preferred embodiment, the thickness of the individual Layers roughly as follows: The binder layers 4 and 6 about 0.5 to 1 mm, the first thermal insulation layer 5 a thickness of 10 mm, the second thermal insulation layer a thickness of about 15 mm and the lining layer 8 made of Inconel 600 a thickness of about 0.45 mm.
In Fig. 3 ist eine Teilansicht eines Schnitts lediglich durch die Auskleidung 3 des Innenraums einer Gasturbine dargestellt, und zwar ist der Teil gezeigt, an dem bei 10 die heiße Luft eingeführt wird.In Fig. 3 is a partial view of a section only through the Lining 3 of the interior of a gas turbine shown, namely the part shown where at 10 the hot air is introduced.
Weiterhin ist hieraus die genaue Lage des Aufbaus der Auskleidungsschicht zu ersehen. Die Gehäuseaußenwand ist nicht eingezeichnet.This also gives the exact position of the structure of the lining layer to see. The outer wall of the housing is not shown.
Die Figur 3 zeigt weiterhin eine besondere Ausführungsform für die einzelnen Segmente der Auskleidungsschicht 8. In Fig. 1 sind die sich überlappenden Ränder von zwei Segmenten 11 und 12 dargestellt.FIG. 3 also shows a special embodiment for the individual segments of the lining layer 8. In Fig. 1, the overlapping Edges of two segments 11 and 12 are shown.
Gemäß einer bevorzugten Ausführungsform wird an dem Rand eines der Segmente, die an der Stoßstelle 13 zusammenstoßen, durch Aufschweißen einer Lasche 14 auf das Ende 15 des Segmentes 12 eine Art Nut 16 gebildet, die zu der Seite des angrenzenden Segments 11 hin geöffnet ist. Das Segment 11 andererseits ist an seinem Ende 17 gekröpft derart, daß das freie Ende frei in die Nut 16 vorsteht.According to a preferred embodiment, one of the Segments that meet at the joint 13 by welding a tab 14 on the end 15 of the segment 12 a kind of groove 16 is formed, which leads to the side of the adjacent segment 11 is open. The segment 11, on the other hand, is on his End of 17th cranked in such a way that the free end freely enters the groove 16 protrudes.
Auf diese Weise wird eine ideale Wärmeausdehnungsfuge zwischen den Segmenten 12 geschaffen, indem das Ende 17 sich frei in der Nut 16 verschieben kann. Trotzdem sind die Ränder hervorragend gegeneinander abgedichtet. Eine solche Ausbildung hat den Vorteil, daß die Gefahr von irgendwelchen Rissen durch Wärmeausdehnung praktisch verhindert wird. In der Fig. 3 sind mehrere solcher Segmente 20 bis 24 der Auskleidungsschicht 8 dargestellt, die sich an entsprechend ausgebildeten Stoßstellen 25 bis 30 dichtend überlappen.This creates an ideal thermal expansion joint between the Segments 12 created in that the end 17 can move freely in the groove 16. Nevertheless, the edges are perfectly sealed against each other. Such training has the advantage that the risk of any cracks due to thermal expansion is practical is prevented. In Fig. 3 are several such segments 20 to 24 of the lining layer 8 shown, which seal at correspondingly formed joints 25 to 30 overlap.
Während des Betriebs der Gasturbine, aber insbesondere zwischen ihrem kalten und ihrem Betriebszustand, können erhebliche Druckdifferenzen zwischen der Außenseite der Turbine und dem Innenraum auftreten. Um zu verhindern, daß diese Druckdifferenzen zu einer Beschädigung der Isolationsschicht und insbesondere zu einer Veränderung der Kontur der Auskleidungsschicht 8 führen, werden Druckausgleichsöffnungen 31, wie es in Fig. 2 gezeigt ist, in der Auskleidungsschicht 8 vorgesehen. Zur Verhinderung des Eintritts von Ruß in diese Druckausgleichsöffnungen 31 und zum Schutz der darunter liegenden Wärmedämmschichten wird über der in Fig. 2 als runde Öffnung bezeichneten Druckausgleichsöffnung 31 eine Abdeckung 32 in Form eines im vorliegenden Falle rechteckigen Blechstreifens aus demselben Material wie die Auskleidungsschicht 8, d.h. Inconel 600, aufgesetzt. Diese Abdeckung 32 wird entlang dem zusammenhängenden Rand 33 derart mit der darunterliegenden Auskleidungsschicht 8 verschweißt, daß ein Raum 34 zwischen der Auskleidungsschicht 8 und der Abdeckung 32 entsteht, der über die Öffnung 35 mit dem Innenraum der Gasturbine in Verbindung steht. Auf diese Weise kann ein Druckausgleich zwischen dem Inneren der Wärmedämmungsschichten und dem Druck im Innenraum der Gasturbine erfolgen, ohne daß sich Verbrennungsprodukte wie insbesondere Kohlenstoff in den Wärmedämmungsschichten ablagern kann und damit deren Wirkung vermindern oder gar völlig zunichte machen kann.During the operation of the gas turbine, but especially between its cold and its operating state, there can be significant pressure differences between the Outside of the turbine and the interior occur. To prevent this Differences in pressure lead to damage to the insulation layer and in particular to lead to a change in the contour of the lining layer 8, there are pressure compensation openings 31, as shown in FIG. 2, is provided in the lining layer 8. To prevent the entry of soot into these pressure equalization openings 31 and to protect the underneath lying thermal insulation layers is designated as a round opening in FIG. 2 Pressure equalization opening 31 a cover 32 in the form of a in the present case rectangular sheet metal strip made of the same material as the lining layer 8, i.e. Inconel 600, put on. This cover 32 is along the contiguous Edge 33 is welded to the underlying lining layer 8 in such a way that a space 34 is created between the lining layer 8 and the cover 32, which is in communication with the interior of the gas turbine via the opening 35. To this Way can a pressure equalization between the interior of the thermal insulation layers and the pressure in the interior of the gas turbine take place without combustion products how in particular carbon can be deposited in the thermal insulation layers and thus the effect of which can be reduced or even completely nullified.
In der Fig. 4 sind für einen Teil der auszukleidenden Fläche des Innenraums einer Gasturbine die Fläche angedeutet und die Form der Segmente, in die diese Fläche aufgeteilt wird, um aus diesen Segmenten vorgeformte Elemente sowohl der ersten Wärmedämmungsschicht 5 wie auch der Auskleidungsschicht 8 herzustellen. Die einzelnen Segmente sind mit den Bezugszeichen 40 bis 49 bezeichnet.In Fig. 4 are for part of the area to be lined of the interior a gas turbine indicated the area and the shape of the segments in which this area is divided up from these segments preformed elements of both the first Produce thermal insulation layer 5 as well as the lining layer 8. The single ones Segments are denoted by the reference numerals 40 to 49.
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|---|---|
| DE (1) | DE3446649A1 (en) |
Cited By (13)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE3638658C1 (en) * | 1986-11-12 | 1988-04-21 | Daimler Benz Ag | Heat-insulating lining for a gas turbine |
| DE3843663A1 (en) * | 1988-12-23 | 1990-06-28 | Gruenzweig & Hartmann Montage | HEAT INSULATION FOR HOT GAS LEADING CASTING COMPONENTS |
| US4942732A (en) * | 1987-08-17 | 1990-07-24 | Barson Corporation | Refractory metal composite coated article |
| EP0411845A1 (en) * | 1989-08-02 | 1991-02-06 | Insumat Limited | Flame retarding shield, particularly for a gas turbine engine |
| WO1993000506A1 (en) * | 1991-06-25 | 1993-01-07 | Isolfeu Ag | Thermal machine insulation |
| EP0643208A1 (en) * | 1993-09-13 | 1995-03-15 | G + H MONTAGE GmbH | Heat insulation arrangement |
| DE19704976A1 (en) * | 1997-01-29 | 1998-07-30 | Siemens Ag | Gas turbine system with a combustion chamber casing lined with ceramic stones |
| FR2774432A1 (en) * | 1998-02-04 | 1999-08-06 | Daimler Benz Ag | COMBUSTION CHAMBER FOR HIGH-POWERED ENGINES AND NOZZLES |
| US6099931A (en) * | 1997-04-02 | 2000-08-08 | Deutsches Zentrum Fuer Luft-Und Raumfahrt E.V. | Insulation system |
| US6492034B1 (en) | 1997-11-14 | 2002-12-10 | Alstom | Heat shield |
| EP2224167A1 (en) * | 2009-02-25 | 2010-09-01 | Siemens Aktiengesellschaft | Gas turbine casing |
| EP2829689A1 (en) * | 2013-07-23 | 2015-01-28 | MTU Aero Engines GmbH | Insulating structure for a thermal gas turbine, coresponding thermal gas turbine and method of manufacturing |
| CN108644028A (en) * | 2018-03-12 | 2018-10-12 | 上海卫星工程研究所 | A kind of high thrust sway in both directions precise tracking high temperature insulating screen |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE2158307A1 (en) * | 1970-11-30 | 1972-09-07 | Secr Defence Brit | Flame shield for gas turbine jet engines |
| DE2630247A1 (en) * | 1976-07-06 | 1978-01-19 | Daimler Benz Ag | Exhaust gas pipe for internal combustion engines - lined with thermal insulation so gas has high temp. when it meets purificn. catalyst |
| DE2826184A1 (en) * | 1978-06-15 | 1979-12-20 | Daimler Benz Ag | Thermally insulating lining for gas turbine housings - where aluminous lining is bonded to sheet metal housing via intermediate layer and temp. resistant adhesive |
| DE2842410A1 (en) * | 1978-09-29 | 1980-04-17 | Daimler Benz Ag | GAS TURBINE SYSTEM |
-
1984
- 1984-12-20 DE DE19843446649 patent/DE3446649A1/en active Granted
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE2158307A1 (en) * | 1970-11-30 | 1972-09-07 | Secr Defence Brit | Flame shield for gas turbine jet engines |
| DE2630247A1 (en) * | 1976-07-06 | 1978-01-19 | Daimler Benz Ag | Exhaust gas pipe for internal combustion engines - lined with thermal insulation so gas has high temp. when it meets purificn. catalyst |
| DE2826184A1 (en) * | 1978-06-15 | 1979-12-20 | Daimler Benz Ag | Thermally insulating lining for gas turbine housings - where aluminous lining is bonded to sheet metal housing via intermediate layer and temp. resistant adhesive |
| DE2842410A1 (en) * | 1978-09-29 | 1980-04-17 | Daimler Benz Ag | GAS TURBINE SYSTEM |
Cited By (18)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE3638658C1 (en) * | 1986-11-12 | 1988-04-21 | Daimler Benz Ag | Heat-insulating lining for a gas turbine |
| JPS63134824A (en) * | 1986-11-12 | 1988-06-07 | ダイムラー−ベンツ アクチエンゲゼルシヤフト | Heat-insulating coating for gas turbine |
| JPH0472053B2 (en) * | 1986-11-12 | 1992-11-17 | Daimler Benz Ag | |
| US4942732A (en) * | 1987-08-17 | 1990-07-24 | Barson Corporation | Refractory metal composite coated article |
| DE3843663A1 (en) * | 1988-12-23 | 1990-06-28 | Gruenzweig & Hartmann Montage | HEAT INSULATION FOR HOT GAS LEADING CASTING COMPONENTS |
| EP0411845A1 (en) * | 1989-08-02 | 1991-02-06 | Insumat Limited | Flame retarding shield, particularly for a gas turbine engine |
| WO1993000506A1 (en) * | 1991-06-25 | 1993-01-07 | Isolfeu Ag | Thermal machine insulation |
| US5662457A (en) * | 1993-09-13 | 1997-09-02 | G&H Montage Gmbh | Heat insulation assembly |
| EP0643208A1 (en) * | 1993-09-13 | 1995-03-15 | G + H MONTAGE GmbH | Heat insulation arrangement |
| DE19704976A1 (en) * | 1997-01-29 | 1998-07-30 | Siemens Ag | Gas turbine system with a combustion chamber casing lined with ceramic stones |
| DE19704976C2 (en) * | 1997-01-29 | 1999-02-25 | Siemens Ag | Gas turbine system with a combustion chamber casing lined with ceramic stones |
| US6099931A (en) * | 1997-04-02 | 2000-08-08 | Deutsches Zentrum Fuer Luft-Und Raumfahrt E.V. | Insulation system |
| US6492034B1 (en) | 1997-11-14 | 2002-12-10 | Alstom | Heat shield |
| FR2774432A1 (en) * | 1998-02-04 | 1999-08-06 | Daimler Benz Ag | COMBUSTION CHAMBER FOR HIGH-POWERED ENGINES AND NOZZLES |
| EP2224167A1 (en) * | 2009-02-25 | 2010-09-01 | Siemens Aktiengesellschaft | Gas turbine casing |
| EP2829689A1 (en) * | 2013-07-23 | 2015-01-28 | MTU Aero Engines GmbH | Insulating structure for a thermal gas turbine, coresponding thermal gas turbine and method of manufacturing |
| US9771827B2 (en) | 2013-07-23 | 2017-09-26 | MTU Aero Engines AG | Damping device for being situated between a housing wall and a casing ring of a housing of a thermal gas turbine |
| CN108644028A (en) * | 2018-03-12 | 2018-10-12 | 上海卫星工程研究所 | A kind of high thrust sway in both directions precise tracking high temperature insulating screen |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| DE3446649C2 (en) | 1993-09-02 |
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