DE4324125A1

DE4324125A1 - Gas turbine

Info

Publication number: DE4324125A1
Application number: DE19934324125
Authority: DE
Inventors: Matto Antonio Del; Marcel Godat; Eduard Primoschitz; Hans Dr Wettstein
Original assignee: ABB Management AG
Current assignee: ABB Schweiz Holding AG
Priority date: 1993-07-19
Filing date: 1993-07-19
Publication date: 1995-01-26

Abstract

The fixed (stationary), single-shaft (tandem-compound) gas turbine for power generation has a welded rotor. At least the compressor housing (2) and the turbine housing (3) are of double-shell construction. A jacket (shell) air flow is generated between the individual housing shells. It is possible thereby to avoid unequal (nonuniform) expansions of the rotor and housing to a large extent when starting up, and the blade clearances in the turbine section can be reduced. In addition, the longitudinal sagging of the machine which normally occurs during run-down is suppressed. The jacket air concept can also advantageously be extended to the waste gas (off-gas) housing (4) and the waste gas diffuser (5). The concept also contributes there to the avoidance of thermal stresses and permits the use of less expensive materials such as, e.g., ferritic steel. <IMAGE>

Description

Technical field

Die vorliegende Erfindung betrifft eine Stationäre, einwel lige Gasturbine zur Stromerzeugung mit einem geschweißten Rotor, einem Verdichter- und einem Turbinengehäuse.The present invention relates to a stationary one current gas turbine for power generation with a welded Rotor, a compressor and a turbine housing.

State of the art

Bei den bisherigen stationären, einwelligen Gasturbinen mit geschweißtem Rotor weist das Verdichter- und Turbinengehäuse ein wesentlich anderes thermisches Verhalten auf als der Rotor. Das Gehäuse reagiert viel schneller auf Betriebszu standsänderungen. Bei Kaltstart ergibt sich daraus das Problem, daß sich Gehäuse und Rotor ausgehend von einem Fixpunkt im Bereich der Luft-Ansaugöffnung des Verdichters (bzw. des dort befindlichen Rotoraxiallagers) in Richtung des Luftstromes unterschiedlich schnell ausdehnen. Dies hat zur Folge, daß die Schaufelspiele im Turbinenabschnitt transient kleiner werden. Da die Schaufelspiele so bemessen sein müssen, daß es möglichst nicht zu einem Streifen kommt, er geben sich im stationären Betriebszustand, wenn der Rotor das Gehäuse ausdehungsmäßig wieder eingeholt hat, ungünstig große Schaufelspiele. Dies wirkt sich negativ auf den Wirkungsgrad aus. With the previous stationary, single-shaft gas turbines with welded rotor has the compressor and turbine housing a significantly different thermal behavior than that Rotor. The housing responds much faster to operating conditions status changes. This results from a cold start Problem that housing and rotor start from one Fixed point in the area of the air intake opening of the compressor (or the rotor axial bearing located there) in the direction of Expand airflow at different speeds. This has to Consequence that the blade clearances in the turbine section are transient get smaller. Because the shovel games are so dimensioned must avoid streaking if possible, he give themselves in the steady operating state when the rotor does that Expansion has caught up again, unfavorable big shovel games. This has a negative effect on the Efficiency.

Weiter kann beim An- oder Herunterfahren der bisherigen Maschinen eine sich ebenfalls auf die Schaufelspiele sowie auf die Verfügbarkeit vor allem im Hinblick auf Heißstarts negativ auswirkende Längsdurchbiegung der Maschine quer zu ihrer Axialrichtung nach unten (beim Anfahren) bzw. nach oben (beim Herunterfahren) festgestellt werden. Die Ursache für diese Längsdurchbiegung wird darin gesehen, daß sich das Gehäuse im Turbinenabschnitt ungleichmäßig bezüglich seiner Oberseite und seiner Unterseite verformt. Bedingt durch den dort angeordneten Brennkammerstutzen weist die Gehäuseober seite zum einen eine geringere Steifigkeit auf als die massivere Gehäuseunterseite; zum anderen wird die Unterseite beim Anfahren durch die im Verdichter zunehmend erhitzte Ver brennungsluft wirkungsvoller aufgeheizt als die Oberseite, wo die heiße Luft sofort durch den Brennkammerstutzen in die Brennkammer strömt. Beim Herunterfahren wird die Unterseite aus dem gleichen Grund wirkungsvoller abgekühlt.Next can when starting or shutting down the previous one Machines also focus on the shovel games as well on availability, especially with regard to hot starts negative longitudinal deflection of the machine across their axial direction downwards (when moving off) or upwards (when shutting down). The cause of this longitudinal deflection is seen in the fact that the Casing in the turbine section is uneven with respect to its Deformed top and bottom. Due to the the combustion chamber socket arranged there has the upper housing on the one hand has less rigidity than that more solid underside of the case; the other is the bottom when starting due to the increasingly heated Ver combustion air heated up more effectively than the top where the hot air immediately through the combustion chamber nozzle into the Combustion chamber flows. When shutting down the bottom cooled more effectively for the same reason.

Presentation of the invention

Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist es, anzugeben, wie die vorstehend erläuterten Effekte reduziert und im stationären Betriebszustand kleinere Schaufelspiele mit dadurch erhöhtem Wirkungsgrad erhalten werden können.The object of the present invention is to indicate how the Effects explained above reduced and in the stationary Operating state of smaller shovel clearances with increased Efficiency can be obtained.

Diese Aufgabe wird gemäß der vorliegenden Erfindung gelöst durch die im Patentanspruch 1 angegebenen Merkmale. Demnach ist vorgesehen, daß das Turbinengehäuse und das Verdichter gehäuse wenigstens abschnittsweise eine Außenschale als zweite Schale erhalten und daß zwischen Gehäuse und Außen schale wenigstens ein primärer Mantelluftstrom geführt ist.This object is achieved according to the present invention by the features specified in claim 1. Therefore it is provided that the turbine housing and the compressor housing at least in sections as an outer shell preserved second shell and that between the housing and the outside shell is guided at least one primary jacket air flow.

Durch den Mantelluftstrom zwischen den Schalen ergibt sich eine Verzögerung der Aufheizung des Gehäuses beim Anfahren. Das Gehäuse läuft dadurch dem Rotor weniger stark davon. Durch die geringeren transienten Ausdehnungsunterschiede zwischen Gehäusestruktur und Rotor können die Schaufelspiele im stationären Fall kleiner gewählt werden.The jacket air flow between the shells results in a delay in the heating of the housing when starting. As a result, the housing runs away less from the rotor. Due to the smaller transient expansion differences The blade play can occur between the housing structure and the rotor be chosen smaller in the stationary case.

Der Mantelluftstrom sorgt auch dafür, daß sich das Gehäuse beim An- oder Herunterfahren langsamer und gleichmäßiger erwärmt bzw. abkühlt, wodurch auch die unerwünschte Längs durchbiegung reduziert ist. Durch die langsamere Erwärmung bzw. Abkühlung werden zudem die transienten Wärmespannungen im Material des Turbinengehäuses reduziert. Dies ermöglicht im Bereich des Brennkammerstutzens Maßnahmen zur Gehäusever steifung, welche der unerwünschten Längsdurchbiegung zusätz lich entgegenwirken.The jacket air flow also ensures that the housing slower and smoother when starting or shutting down warms or cools, which also causes the undesirable longitudinal deflection is reduced. Because of the slower warming or cooling will also become the transient thermal stresses reduced in the material of the turbine housing. this makes possible Measures for housing in the area of the combustion chamber nozzle stiffness, which additional undesirable longitudinal deflection counteract.

Bevorzugte Weiterbildungen der Erfindung sind in den ab hängigen Patentansprüchen gekennzeichnet.Preferred developments of the invention are in the pending claims.

So kann der primäre Mantelluftstrom im wesentlichen entgegen der Strömungsrichtung der Prozeßgase in der Gasturbine von einer stromab (bezüglich dieser Strömungsrichtung) ange ordneten Eintrittsöffnung bis zu einer Austrittsöffnung im Bereich der Unterdruckzone stromauf (wieder bezüglich der ge nannten Strömungsrichtung) des Verdichters geführt sein. In diesem Falle ergibt sich eine Ansaugung der Mantelluft in den Verdichter. Dies hat die Vorteile, daß keine Zusatzaggregate wie Ventilatoren zur Bewirkung und Aufrechterhaltung der Mantelluftströmung erforderlich sind und daß die Mantelluft menge durch den Prozeß selbst bestimmt wird. Eher von Nach teil ist dagegen ein gewisser Leistungsverlust durch die Bei mischung der Mantelluft zu der vom Verdichter angesaugten Prozeßluft.So the primary jacket air flow can essentially counteract the flow direction of the process gases in the gas turbine from one downstream (with respect to this direction of flow) arranged inlet opening up to an outlet opening in Area of the vacuum zone upstream (again with respect to the ge called flow direction) of the compressor. In In this case, there is a suction of the jacket air in the Compressor. This has the advantages that no additional units like fans to effect and maintain the Jacket air flow is required and that the jacket air quantity is determined by the process itself. More like from on the other hand, part is a certain loss of performance due to the Mixing the jacket air to that drawn in by the compressor Process air.

Bevorzugt wird der primäre Mantelluftstrom jedoch in umge kehrter Richtung von einer Eintrittsöffnung am Verdichter stromab von dessen Ansaugöffnung bis zu einer weiter stromab angeordneten Austrittsöffnung geführt. Hierbei ist zur Auf rechterhaltung der Mantelluftströmung jedoch mindestens ein Ventilator erforderlich. Eine Leistungsabsenkung der Gas turbine tritt dagegen nicht auf. Durch den Einsatz von Ventilatoren, insbesondere mehreren stufenweise zuschaltbaren Ventilatoren, kann andererseits die Mantelluftströmung ge regelt und dadurch den transienten Bedingungen während Last wechseln besser angepaßt werden.However, the primary jacket air flow is preferred in reverse reverse direction from an inlet opening on the compressor downstream from its suction opening to a further downstream arranged outlet opening guided. Here is up maintenance of the jacket air flow at least one Fan required. A reduction in gas performance turbine does not occur. Through the use of Fans, in particular several switchable in stages Fans, on the other hand, can the ge air flow regulates and thereby the transient conditions during load change to be better adapted.

Durch Erweiterung des erfindungsgemäßen Luftmantelkonzeptes können mit nur geringem Zusatzaufwand weitere Vorteile er reicht werden.By expanding the air jacket concept according to the invention can he further advantages with little additional effort be enough.

So kann beispielsweise vorgesehen sein, den Brennkammer stutzen am Turbinengehäuse ebenfalls doppelschalig auszu bilden und auch ihn mit Mantelluft zu beaufschlagen, z. B. mit einem sekundären Mantelluftstrom, welcher über eine am oben am Brennkammerstutzen angeordnete Eintrittsöffnung eintritt und weiter unten in den primären Mantelluftstrom in der Doppelschale des Turbinengehäuses mündet. Hierdurch können vor allem Wärmespannungen im Bereich des Stutzens reduziert werden. Dies ermöglicht wiederum zusätzliche Versteifungen zur Unterdrückung der bereits erwähnten Längsdurchbiegung dort vorzusehen.For example, the combustion chamber can be provided also double-shell on the turbine housing form and to apply him with jacket air, z. B. with a secondary jacket airflow, which is via one at the top arranged on the combustion chamber inlet entry and below in the primary jacket airflow in the Double shell of the turbine housing opens. This can especially reduced thermal stress in the area of the nozzle become. This in turn enables additional stiffeners to suppress the already mentioned longitudinal deflection to be provided there.

Mit Vorteil wird der primäre Mantelluftstrom auch durch eine Doppelschale des bei Gasturbinen stromab an das Turbinen gehäuse angeflanschten Abgasgehäuses geleitet. Er dient hier ebenfalls dem Zweck, die Wandtemperatur des Abgasgehäuses etwas abzusenken sowie Wärmespannungen im Abgasgehäuse und im Flanschbereich zum Turbinengehäuse zu reduzieren. Bei ge eigneter Dimensionierung der Kühlung wird dadurch die Möglichkeit eröffnet, das Abgasgehäuse als Sphärogußteil auszuführen. Sphärogußteile haben den Vorteil, daß sie kostengünstig sowie mit hoher Genauigkeit herstellbar sind.The primary jacket air flow is also advantageous through a Double shell of the gas turbines downstream of the turbines Flanged exhaust housing passed. He serves here also the purpose of the wall temperature of the exhaust housing to lower something as well as thermal stresses in the exhaust housing and in To reduce the flange area to the turbine housing. At ge suitable dimensioning of the cooling Possibility opened, the exhaust housing as a spheroidal cast iron part to execute. Ductile iron parts have the advantage that they are inexpensive and can be manufactured with high accuracy.

Es bietet sich weiter an, den primären Mantelluftstrom auch noch durch eine Doppelschale des sich bei Gasturbinen stromab an das Abgasgehäuse anschließenden Abgasdiffusors bis zu dessen stromabseitigem Ende zu leiten, um auch hier die Wand temperatur zu reduzieren. Bisher war es erforderlich, für die Wand des Abgasdiffusors teuren, austenitischen Stahl zu ver wenden, weil deren Temperatur einen Wert über 600°C er reichte. Oberhalb von ca. 540°C ist der wesentlich billigere, ferritische Stahl aus Oxidationsgründen nicht einsetzbar. Zu dem mußte der Abgasdiffusor aus Brand- und Berührungs schutzgründen bisher meist mit einer äußeren Schutziso lierung versehen werden. Durch die Mantelluftströmung kann die Wandtemperatur jedoch unter 540°C gehalten werden, so daß für die Wand ein ferritischer Stahl verwendbar ist. Wegen der mit Mantelluft beaufschlagten Gehäuseschale kann zudem auf eine Außenisolierung verzichtet werden.It also lends itself to the primary jacket airflow as well still through a double shell of gas turbines downstream exhaust gas diffuser connected to the exhaust housing up to its downstream end to conduct the wall here too reduce temperature. So far it has been required for Wall of the exhaust diffuser ver, expensive austenitic steel turn because their temperature is over 600 ° C was enough. Above approx. 540 ° C the much cheaper, Ferritic steel cannot be used due to oxidation reasons. To the exhaust gas diffuser from fire and touch had to do that protection reasons so far mostly with an outer protective iso be provided. Due to the jacket air flow however, the wall temperature should be kept below 540 ° C that a ferritic steel can be used for the wall. Because of the casing shell which is exposed to jacket air external insulation can also be dispensed with.

Anstatt einen primären Mantelluftstrom nacheinander über Verdichter-, Turbinen-, Abgas- und Abgasdiffusorgehäuse zu leiten, könnten die genannten Gehäuse auch jeweils einzeln, d. h. unabhängig voneinander mit Mantelluft versorgt werden.Instead of a primary jacket airflow in succession Compressor, turbine, exhaust and exhaust diffuser housings too could lead, the mentioned housings individually, d. H. can be supplied with jacket air independently of one another.

Bei den bekannten Gasturbinen besteht das Abgasgehäuse aus einem Außen- und einem Innenring, welche über erste Hohl rippen miteinander verbunden sind. Der Innenring bzw. eine in den Abgasdiffusor sich hinein erstreckende Verlängerung des selben, ist weiter über zweite Hohlrippen mit dem Abgas diffusorgehäuse verbunden. Letztere sind nach außen zur Umgebung hin offen. Der Innenring nimmt unter anderem das stromabseitige Rotorradiallager auf. Das Mantelluftkonzept kann nun mit Vorteil und mit nur geringem Zusatzaufwand auch auf den Innenring und dort zur Kühlung des Rotorlagerraums ausgedehnt werden. Dazu wird ein weiterer sekundärer Mantel luftstrom durch die sowieso nach außen offenen zweiten Hohl rippen angesogen und durch den Innenring und wenigstens teil weise durch die ersten Hohlrippen geführt. Von dort kann er z. B. in den primären Mantelluftstrom in der Doppelschale des Abgasgehäuses münden.In the known gas turbines, the exhaust housing consists of an outer and an inner ring, which over first hollow ribs are interconnected. The inner ring or one in the exhaust diffuser extending into the same, is further via second hollow ribs with the exhaust gas diffuser housing connected. The latter are open to the outside Environment open. The inner ring takes this among other things downstream rotor radial bearing. The jacket air concept can now also with advantage and with little additional effort on the inner ring and there for cooling the rotor storage space be expanded. This will be another secondary coat Airflow through the second cavity, which is open to the outside anyway ribs sucked in and through the inner ring and at least partially wisely led through the first hollow ribs. From there he can e.g. B. in the primary jacket air flow in the double shell of Exhaust housing open.

Üblicherweise sind die genannten ersten Hohlrippen außen je weils mit einer Verkleidung, auch Innenliner genannt, ver sehen. Der Innenliner dient dazu, optimale Strömungsver hältnisse für die Umströmung der Hohlrippen herzustellen und diese vor einem direkten Kontakt mit sie umströmendem heißen Abgas zu schützen. Der Innenliner überdeckt wenigstens teil weise auch den Innen- und den Außenring. Ein Teilstrom des weiteren sekundären Mantelluftstromes kann nun auch in den Raum zwischen den ersten Hohlrippen und dem Innenliner ge leitet werden. Da der Innenliner üblicherweise nicht gasdicht ist, gelangt die Mantelluft von dort in den außen am Innen liner vorbeiströmenden Abgasstrom.Usually, the first hollow ribs mentioned are on the outside Weil with a lining, also called inner liner, ver see. The inner liner serves to optimize flow produce ratios for the flow around the hollow ribs and before they come into direct contact with them Protect exhaust gas. The inner liner at least partially covers also the inner and outer ring. A partial flow of further secondary jacket air flow can now also in the Space between the first hollow ribs and the inner liner ge be directed. Because the inner liner is usually not gas-tight from there, the jacket air reaches the outside on the inside liner flowing exhaust gas flow.

Weiter können die Wände sowohl der zweiten Hohlrippen als auch des Innenrings ebenfalls doppelschalig ausgebildet sein. Durch diese Doppelschalen kann dann ein weiterer Teilstrom des weiteren sekundären Mantelluftstromes geleitet werden. Dieser wird z. B. im übergangsbereich zwischen dem Innenring und den ersten Hohlrippen abgezweigt und entgegen der bis herigen Strömungsrichtung dieses Mantelluftstromes durch die genannten Doppelschalen des Innenrings und der zweiten Hohl rippen geführt. Im Abgasdiffusor kann dieser Teilstrom dann in den primären Mantelluftstrom einmünden. Vorzugsweise wird er jedoch getrennt von diesem zwischen weiteren Schalen des Abgasdiffusor bis zu dessen stromabseitigem Ende geführt.Next, the walls of both the second hollow ribs the inner ring can also be double-shelled. Through these double shells, a further partial flow can then be achieved of the secondary jacket air flow. This is z. B. in the transition area between the inner ring and the first hollow ribs branched off and up to current flow direction of this jacket air flow through the called double shells of the inner ring and the second hollow rib led. This partial flow can then be in the exhaust gas diffuser flow into the primary jacket air flow. Preferably however he separated from this between further shells of the Exhaust gas diffuser led to its downstream end.

Mit Vorteil ist der Strömungsquerschnitt des primären Mantel luftstromes zwischen den Gehäuse-Doppelschalen in Gehäuse- Umfangsrichtung zumindest in einen oberen und einen unteren Strömungsquerschnitt unterteilt. Es ist dann möglich, nach dem Herunterfahren der Gasturbine über zusätzliche, den mindestens einen oberen mit dem mindestens einen unteren Strömungsquerschnitt verbindenden Leitungen sowie mittels mindestens eines zusätzlichen Ventilators eine Umwälzung der Mantelluft zwischen dem/den oberen und dem/den unteren Strömungsquerschnitt/en vorzusehen. Durch eine solche Um wälzung können Temperaturunterschiede zwischen der Oberseite der Gasturbine und ihrer Unterseite reduziert werden. Auch dies kann einen wesentlichen Beitrag zur Unterdrückung der unerwünschten Längsdurchbiegung der Maschine und zur Erhöhung ihrer Verfügbarkeit für Heißstarts leisten.The flow cross section of the primary jacket is advantageous airflow between the housing double shells in housing Circumferential direction at least in an upper and a lower Flow cross section divided. It is then possible to the shutdown of the gas turbine via additional at least one upper with the at least one lower Lines connecting the flow cross section and by means of at least one additional fan to circulate the Sheathed air between the upper and the lower Flow cross section / s to be provided. By such an order Rolling can cause temperature differences between the top the gas turbine and its underside can be reduced. Also this can make a significant contribution to the suppression of the undesirable longitudinal deflection of the machine and to increase their availability for hot starts.

Eine verlangsamte sowie gleichmäßigere Erwärmung bzw. Ab kühlung des Turbinengehäuses kann auch durch eine innere wärmeisolierende Abdeckung der Gehäusewand erreicht werden. Bevorzugt werden die Konzepte "äußere Kühlung" und "innere wärmeisolierende Abdeckung" miteinander kombiniert und auf einander abgestimmt verwendet.A slowed down and more even warming up or down Cooling of the turbine housing can also be done by an inner heat-insulating cover of the housing wall can be achieved. The concepts of "external cooling" and "internal cooling" are preferred heat-insulating cover "combined with each other and on used coordinated.

Die vorgängig beschriebenen Mantelluftströme sind vorzugs weise regulierbar. Dies kann z. B. durch den Einsatz von regelbaren und/oder stufenweise zuschaltbare Ventilatoren erfolgen. Auch könnten sich z. B. selbsttätig mit den Mantel luftströmungen öffnende bzw. schließende Klappen an den Mantelluft-Eintrittsöffnungen vorgesehen werden. Dies wäre auch im Hinblick auf die erwähnte Umwälzlüftung von Vorteil.The jacket air flows described above are preferred adjustable. This can e.g. B. through the use of controllable and / or step-by-step fans respectively. Also z. B. automatically with the coat Flaps opening or closing on the Sheath air inlet openings are provided. This would be Also advantageous with regard to the circulation ventilation mentioned.

Die Mantelluftströmung wird wegen der Schaufelspiele vor zugsweise so geregelt, daß sich während des Anfahrens eine stärkere Kühlung als im stationären Betriebszustand ergibt. Weiter werden Kühlung und innere Abdeckung des Turbinen gehäuses vorzugsweise so aufeinander abgestimmt, daß die Temperatur der Turbinengehäusewand im stationären Betriebs zustand zwischen 50°C und 150°C unter der Temperatur der mit dieser Wand in Berührung kommenden Prozeßgase liegt.The jacket air flow is due to the blade play preferably regulated so that a results in stronger cooling than in the stationary operating state. Next are cooling and inner cover of the turbines housing preferably matched so that the Temperature of the turbine housing wall in stationary operation state between 50 ° C and 150 ° C below the temperature of the process gas coming into contact with this wall.

Brief explanation of the figures

Die Erfindung, sowie weitere vorteilhafte Ausgestaltungen und Weiterbildungen derselben sollen nachfolgend anhand von Aus führungsbeispielen im Zusammenhang mit den Figuren näher er läutert werden. Es zeigen:The invention, as well as further advantageous configurations and Further developments of the same are subsequently to be based on Aus leadership examples in connection with the figures he closer to be refined. Show it:

Fig. 1 schematisch eine Gasturbine entsprechend einem ersten Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung, Fig. 1 shows diagrammatically a gas turbine according to a first embodiment of the present invention,

Fig. 2 einen Teilquerschnitt durch die Gasturbine nach Fig. 1, Fig. 2 is a partial cross section through the gas turbine of FIG. 1,

Fig. 3 in einer Darstellung gemäß Fig. 1 die Führung eines primären Mantelluftstromes Fig. 3 in a representation according to FIG. 1, the management of a primary jacket air flow

Fig. 4 in einem Ausschnitt aus Fig. 1 die Führung eines ersten sekundären Mantelluftstromes Fig. 4 in a section of Fig. 1, the management of a first secondary jacket air flow

Fig. 5 in einem anderen Ausschnitt aus Fig. 1 die Führung weiterer sekundärer Kühlluftströme Fig. 5 in another detail from Fig. 1, the management of further secondary cooling air flows

Fig. 6 schematisch eine Gasturbine entsprechend einem zweiten Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung, Fig. 6 shows schematically a gas turbine according to a second embodiment of the present invention,

Fig. 7 in einer Darstellung gemäß Fig. 1 zusätzliche Einrichtungen zur Mantelluftumwälzung, Fig. 7 more in a representation according to FIG. 1, means for air circulation jacket,

Fig. 8 eine Ansicht der mit wärmeisolierenden Platten sowie einem Isolationsblech verkleideten Innenwand des Turbinengehäuses der Gasturbine von Fig. 1 oder Fig. 6, Fig. 8 is a view of the clad in heat-insulating panels and an insulation sheet inner wall of the turbine housing of the gas turbine of FIG. 1 or FIG. 6,

Fig. 9 eine der wärmeisolierenden Platten von Fig. 8 im Schnitt, Fig. 9 is a heat insulating plates of Fig. 8 in section,

Fig. 10 einen vergrößerten Ausschnitt von Fig. 8 mit dem Isolationsblech, Fig. 10 shows an enlarged detail of FIG. 8 with the insulating sheet,

Fig. 11 in einer Detailansicht die Art der Befestigung des Isolationsbleches an der Wand des Turbinengehäuses, und Fig. 11 is a detail view of the manner of attachment of the insulating sheet on the wall of the turbine housing, and

Fig. 12 schematisch eine Gasturbine entsprechend einem dritten Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung. Fig. 12 shows schematically a gas turbine according to a third embodiment of the present invention.

Die in Fig. 1 verwendeten Bezugszeichen gelten generell in allen Figuren soweit dort identische Elemente vorhanden sind.The reference symbols used in FIG. 1 generally apply in all figures insofar as identical elements are present there.

Ways of Carrying Out the Invention

Zunächst wird auf Fig. 1 bezug genommen. Die darin darge stellte Gasturbine umfaßt einen Verdichter 1 mit einem Ver dichtergehäuse 2, ein Turbinengehäuse 3, ein Abgasgehäuse 4 und einen Abgasdiffusor 5. Am Turbinengehäuse 3 ist oben ein Brennkammerstutzen 6 vorhanden, an welchem die Brennkammer 7 angeflanscht ist. Das Abgasgehäuse 4 besteht aus einem Außenring 8 mit integrierten (ersten) Hohlrippen 9 und einem Innenring 10. Entsprechende (zweite) Hohlrippen 19 sind auch im Abgasdiffusor 5 vorhanden. Das Abgasgehäuse ist (in Fig. 1 nicht erkennbar) in zwei Halbschalen, eine obere und eine untere, geteilt. Ein segmentierter Innenliner 11 ummantelt mit Abstand den Außenring 8, den Innenring 10 und die Hohl rippen 9. Er sorgt für eine optimale Strömungsführung des Ab gases. Die untere Halbschale des Innerings 10 trägt das ab gasseitige Rotortraglager 12.First, reference is made to FIG. 1. The gas turbine presented therein comprises a compressor 1 with a compressor housing 2 , a turbine housing 3 , an exhaust gas housing 4 and an exhaust gas diffuser 5 . On the turbine housing 3 there is a combustion chamber nozzle 6 on which the combustion chamber 7 is flanged. The exhaust gas housing 4 consists of an outer ring 8 with integrated (first) hollow ribs 9 and an inner ring 10 . Corresponding (second) hollow ribs 19 are also present in the exhaust gas diffuser 5 . The exhaust housing is (not shown in Fig. 1) divided into two half shells, an upper and a lower. A segmented inner liner 11 surrounds the outer ring 8 , the inner ring 10 and the hollow ribs 9 at a distance. It ensures optimal flow of the exhaust gas. The lower half-shell of the inner ring 10 carries the rotor-side bearing 12 from the gas side.

Das Turbinengehäuse 3 ist doppelschalig ausgebildet. Für das Verdichtergehäuse 2 trifft dies für seinen an das Turbinen gehäuse 3 angrenzenden Teil zu. Das Abgasgehäuse 4 und das Gehäuse des Abgasdiffusors 5 sind dreischalig ausgebildet. Zur Ausbildung der Schalen wird vorzugsweise außen auf die tragende Gehäusewand eine zusätzliche Wandung aus Blech mit Abstand aufgebracht. Dies ist z. B. in Fig. 2 erkennbar. In Fig. 2 ist die tragende Gehäusewand mit 13 und die zur Aus bildung der Doppelschale dienenden Bleche mit 14 bezeichnet. Die Bleche 14 können an der Gehäusewand 13 zumindest teil weise demontierbar befestigt werden, um diese dort, wo es erforderlich ist, zugänglich zu halten.The turbine housing 3 is double-shell. For the compressor housing 2 , this applies to its part adjacent to the turbine housing 3 . The exhaust gas housing 4 and the housing of the exhaust gas diffuser 5 are designed with three shells. To form the shells, an additional wall of sheet metal is preferably applied at a distance from the outside to the supporting housing wall. This is e.g. B. recognizable in Fig. 2. In Fig. 2, the supporting housing wall with 13 and from serving for the formation of the double shell sheets 14 is designated. The sheets 14 can be at least partially detachably attached to the housing wall 13 in order to keep them accessible where necessary.

Die zwischen den einzelnen Schalen der verschiedenen Gehäuse vorhandenen Hohlräume dienen als Strömungskanäle für Mantel luft. Im gewählten Beispiel stehen diese derart miteinander in Verbindung, daß ein im folgenden als primär bezeichneter Mantelluftstrom I von einer mit 15 bezeichneten Eintritts öffnung am Verdichtergehäuse durch die Doppelschalen des Turbinengehäuses und den äußeren Strömungsquerschnitt bzw. -kanal des Abgasgehäuses und des Abgasdiffusors bis zu einer Austrittsöffnung 16 an dessen unterem, stromabseitigem Ende geführt werden kann, wie dies Fig. 3 zeigt.The cavities between the individual shells of the various housings serve as flow channels for air jacket. In the selected example, these are connected to one another in such a way that a jacket air flow I, referred to below as primary, from an inlet opening denoted by 15 on the compressor housing through the double shells of the turbine housing and the outer flow cross section or channel of the exhaust housing and the exhaust gas diffuser up to an outlet opening 16 can be guided at its lower, downstream end, as shown in FIG. 3.

Zur Erzeugung und Aufrechterhaltung des primären Mantel luftstromes I ist im Bereich der Austrittsöffnung 16 eine Anzahl von Ventilatoren 17 vorgesehen, welche zwecks Regel barkeit der Mantelluftströmung einzeln zu oder abschaltbar sind.To generate and maintain the primary jacket air flow I, a number of fans 17 are provided in the area of the outlet opening 16 , which fans can be switched on or off individually for the purpose of regulating the jacket air flow.

Die Eintrittsöffnung 15 für den primären Mantelluftstrom I ist ein Stück weit stromab der Ansaugöffnung 18 des Ver dichters 1 angeordnet. Der erste Teil des Verdichters be nötigt keine Kühlung.The inlet opening 15 for the primary jacket air flow I is a bit downstream of the suction opening 18 of the United poet 1 . The first part of the compressor does not require cooling.

Der Brennkammerstutzen 6 ist ebenfalls doppelschalig ausge bildet, wobei der Hohlraum zwischen den entsprechenden Schalen in den Hohlraum zwischen den Schalen des Turbinen gehäuses 3 mündet. Durch eine Eintrittsöffnung am Brenn kammerstutzen wird durch die Ventilatoren 17 aus dem Umgebung Mantelluft angesaugt, die einen sekundären, in den primären Mantelluftstrom I mündenden Mantelluftstrom II.1 bildet (vergl. Fig. 4).The combustion chamber nozzle 6 is also double-shelled out, the cavity between the corresponding shells in the cavity between the shells of the turbine housing 3 opens. Through an inlet opening on the combustion chamber socket, jacket air is drawn in from the environment by the fans 17 , which forms a secondary jacket air flow II.1 opening into the primary jacket air flow I (see FIG. 4).

Ein weiterer und in Fig. 5 mit II.2 bezeichneter sekundärer Kühlluftstrom wird über die zweiten, nach außen hin offenen Hohlrippen 19 im Abgasdiffusor angesaugt und strömt von diesen durch den Innenring 10 bis in den Bereich des Rotor traglagers 12. Dort teilt sich dieser Mantelluftstrom in mehrere Teilströme auf. Ein erster und mit II.2.1 bezei chneter Teilstrom durchsetzt die ersten Hohlrippen 9 und mündet im Abgasgehäuse 3 in den primären Mantelluftstrom I. Another and in Fig. 5 designated II.2 secondary cooling air flow is sucked in via the second, outwardly open ribs 19 in the exhaust gas diffuser and flows from them through the inner ring 10 to the area of the rotor bearing 12th There, this jacket air flow is divided into several partial flows. A first partial flow, designated II.2.1, passes through the first hollow ribs 9 and opens into the exhaust casing 3 into the primary jacket air flow I.

Ein weiterer, mit II.2.2. bezeichneter Teilstrom tritt in den Hohlraum zwischen den ersten Hohlrippen 9 und dem Innenliner 11 ein und mündet von dort in den Abgasstrom der Gasturbine. Letzteres ist möglich, weil der Innliner nicht hermetisch dicht ist.Another, with II.2.2. designated partial flow enters the cavity between the first hollow ribs 9 and the inner liner 11 and from there flows into the exhaust gas stream of the gas turbine. The latter is possible because the innliner is not hermetically sealed.

Ein dritter, mit II.2.3 bezeichneter Abgasstrom fließt durch eine auch am Innenring 10 sowie an den zweiten Hohlrippen 19 vorgesehene Doppelschale zum Abgasdiffusor 5 zurück. Er mundet dort in den inneren Strömungsquerschnitt bzw. -Kanal, in dem er parallel zum primären Mantelluftstrom I zur Aus trittsöffnung 16 am unteren Ende des Abgasdiffusors fließt.A third exhaust gas flow, designated II.2.3, flows back to the exhaust gas diffuser 5 through a double shell which is also provided on the inner ring 10 and on the second hollow ribs 19 . There it mouths into the inner flow cross-section or channel, in which it flows parallel to the primary jacket air flow I to the outlet opening 16 at the lower end of the exhaust gas diffuser.

Gasturbinen der vorliegenden Art werden üblicherweise in einem Schutzgehäuse 20 betreiben, welches im wesentlichen den in Fig. 1 dargestellten Teil der Gasturbine vom Verdichter bis zum Abgasdiffusor umfaßt und insbesondere auch die Brennkammer einschließt. Das Schutzgehäuse, auch als Enclosure bezeichnet, dient u. a. Brandschutzzwecken. Im Brandfall wird Kohlendioxyd in das Gehäuse eingeleitet. Indem sich alle Eintrittsöffnungen für Mantelluft innerhalb des Ge häuses befinden, wird im Brandfall zwangsläufig ein Teil des Kohlendioxyds in die Mantelluftkanäle angesaugt. Dies ist insofern von Nachteil, als der angesaugte Teil des Kohlen dioxids für die Brandlöschung nicht mehr zur Verfügung steht. Sofern, wie im Beispiel von Fig. 1 die Mantelluftströmungen mittels Ventilatoren 17 erzeugt und aufrechterhalten werden, kann dem Verlust von Kohlendioxid jedoch einfach durch kurz zeitiges Abstellen der Ventilatoren begegnet werden. Die Ventilatoren könnten beispielsweise mit einem Brandmelder gekoppelt sein.Gas turbines of the present type are usually operated in a protective housing 20 which essentially comprises the part of the gas turbine shown in FIG. 1 from the compressor to the exhaust gas diffuser and in particular also includes the combustion chamber. The protective housing, also known as an enclosure, serves, among other things, for fire protection purposes. In the event of a fire, carbon dioxide is introduced into the housing. By having all inlet openings for jacket air within the housing, in the event of a fire, part of the carbon dioxide is inevitably sucked into the jacket air ducts. This is disadvantageous in that the sucked in part of the carbon dioxide is no longer available for extinguishing the fire. If, as in the example in FIG. 1, the jacket air flows are generated and maintained by means of fans 17 , the loss of carbon dioxide can be countered simply by briefly switching off the fans. The fans could be coupled to a fire detector, for example.

Bei der in Fig. 6 dargestellten Ausführungsform ist die Doppelschale am Verdichtergehäuse 2 bis zu der sich stromauf der Verdichteransaugöffnung 18 befindlichen Unterdruckzone 21 vorgezogen und gegen diese hin offen. Durch den in der Unter druckzone 21 vorherrschenden und durch die Einströmung der Prozeßluft in den Verdichter bewirkten Unterdruck ergibt sich eine Mantelluftströmung durch die Strömungskanäle zwischen den Doppelschalen der einzelnen Gehäuse, allerdings in umgekehrter Richtung, wie zuvor beschriebenen. Die Ein trittsöffnung für den primären Mantelluftstrom wäre hier z. B. am unteren Ende des Abgasdiffusors anzuordnen. Als Mantelluftströme sind in Fig. 6 lediglich der primäre Mantel luftstrom I sowie der am Brennkammerstutzen eintretende sekundäre Mantelluftstrom II.1 eingetragen. Weitere sekundäre Mantelluftströme könnten natürlich auch hier vorgesehen sein. Diese Variante hat vor allem den Vorteil, das sie ohne Zu satzaggregate wie Ventilatoren auskommt. Die Stärke des oder der Mantelluftströme wird dabei durch den Prozeß selbst ge regelt. Eine ergänzende Regelung durch Drosselklappen oder Ventilatoren ist selbstverständlich möglich. Im Unterschied zum ersten Ausführungsbeispiel ergibt sich hier durch die nicht abstellbare Ansaugung der Mantelluft am Verdichter eintritt allerdings ein gewisser Verlust an injiziertem CO₂ im Brandfall.In the embodiment shown in FIG. 6, the double shell on the compressor housing 2 is drawn up to the vacuum zone 21 located upstream of the compressor suction opening 18 and is open towards the latter. Due to the prevailing in the negative pressure zone 21 and caused by the inflow of the process air into the compressor, there is a jacket air flow through the flow channels between the double shells of the individual housings, but in the opposite direction, as previously described. A entry opening for the primary jacket air flow would be here, for. B. to be arranged at the lower end of the exhaust gas diffuser. As a sheath air flows only the primary coat are shown in Fig. 6 airflow I and entered the combustion chamber entering at the nozzle secondary jacket airflow II.1. Other secondary jacket air flows could of course also be provided here. The main advantage of this variant is that it does not require additional units such as fans. The strength of the jacket air stream (s) is regulated by the process itself. Additional control using throttle valves or fans is of course possible. In contrast to the first exemplary embodiment, there is a certain loss of injected CO₂ in the event of a fire due to the fact that the jacket air cannot be sucked in at the compressor.

In Fig. 7, die grundsätzlich wieder Fig. 1 entspricht, sind Leitungen 21 und 22 vorgesehen, welche den oberen Teil des Strömungsquerschnitts für die Mantelluft im Bereich des Ver dichtergehäuses, des Turbinengehäuses und des Abgasgehäuses mit dem jeweils unteren verbinden und umgekehrt. Über diese Leitungen und vermittels der Ventilatoren 23 und 24 ist beim Auskühlen der Maschine eine Umwälzung der Mantelluft möglich. Voraussetzung hierzu ist natürlich, daß der Strömungs querschnitt für die Mantelluft zumindest in einen oberen und einen unteren Strömungsquerschnitt unterteilt ist. Vorzugs weise ist der sich über den Umfang erstreckende Strömungs querschnitt jedoch mehr als zweifach unterteilt. Durch die Umwälzung läßt sich nach dem Herunterfahren eine gleich mäßigere Abkühlung der Maschine erreichen und damit, wie eingangs erwähnt, einer Längsdurchbiegung der Maschine quer zu ihrer Axialrichtung entgegenwirken. Während der Luft umwälzung werden die Ventilatoren 17 (Fig. 1) vorzugsweise abgestellt und Drosselklappen (nicht dargestellt) an zu mindest der Eintrittsöffnung für den primären Mantelluftstrom geschlossen.In Fig. 7, which basically corresponds to Fig. 1, lines 21 and 22 are provided, which connect the upper part of the flow cross section for the jacket air in the area of the compressor housing, the turbine housing and the exhaust gas housing with the lower one and vice versa. A circulation of the jacket air is possible via these lines and by means of the fans 23 and 24 when the machine cools down. The prerequisite for this is, of course, that the flow cross section for the jacket air is divided at least into an upper and a lower flow cross section. Preference, however, is the flow cross section extending over the circumference divided more than two. Due to the circulation, a more uniform cooling of the machine can be achieved after the shutdown and thus, as mentioned at the beginning, counteract a longitudinal deflection of the machine transversely to its axial direction. During the air circulation, the fans 17 ( FIG. 1) are preferably switched off and throttle valves (not shown) are closed at least at the inlet opening for the primary jacket air flow.

Fig. 8 zeigt einen Blick in das aufgeschnittene Turbinen gehäuse 3, an welchem oben auch wieder der Brennkammerstutzen zu erkennen ist. Als Ergänzung zur äußeren Luftkühlung ist auf die Innenwand des Turbinengehäuses eine wärmeisolierende Abdeckung aufgebracht. Im überwiegend sphärisch gekrümmten Wandbereich wird diese Abdeckung durch eine Vielzahl von Platten 25 gebildet. Fig. 9 zeigt eine solche Platte im Schnitt. Sie ist mittels einer zentralen Schraube 26 auf die Wand des Turbinengehäuses 3 aufgeschraubt, wobei sie ledig lich mit ihrem äußeren Rand an dieser anliegt. Zu ihrer Mitte hin, weist sie dagegen einen gewissen Abstand von der Gehäusewand auf, so daß sich dort ein Luftpolster ergibt. Dieses Luftpolster übernimmt im wesentlichen die erwünschte Wärmeisolation. Der durch die Platten 25 erreichbare Ab deckungsgrad ist für den gewünschten Zweck ausreichend. Es ist umgekehrt sogar von Vorteil, durch eine stellenweise weniger dichte Anordnung der Platten 25 und/oder eine Re duktion ihres Durchmessers an einzelnen Stellen eine stärkere Erwärmung der Wand zuzulassen, um Wärmespannungen in der nicht gleichmäßig dicken Gehäusewand zu vermeiden. Fig. 8 shows a view of the cut turbine housing 3 , on which the combustion chamber nozzle can also be seen above. As a supplement to the external air cooling, a heat-insulating cover is applied to the inner wall of the turbine housing. In the predominantly spherically curved wall area, this cover is formed by a plurality of plates 25 . Fig. 9 shows such a plate in section. It is screwed onto the wall of the turbine housing 3 by means of a central screw 26 , with its outer edge abutting against it only with its outer edge. Towards its center, on the other hand, it is at a certain distance from the housing wall, so that there is an air cushion there. This air cushion essentially takes on the desired thermal insulation. The degree of coverage achievable from the plates 25 is sufficient for the desired purpose. Conversely, it is even advantageous to allow greater heating of the wall in some places by a less dense arrangement of the plates 25 and / or a reduction in their diameter in order to avoid thermal stresses in the not uniformly thick housing wall.

Im nichtsphärischen Bereich des Brennkammerstutzens 6 ist anstelle der Platten 25 ein Blech 27 mit geringem Abstand an der Gehäusewand mittels einzelner Schrauben befestigt, wie dies anhand der Fig. 10 und 11 zu erkennen ist. Der durch den Abstand bestimmte Spalt zwischen dem Blech 27 und der Wand des Turbinengehäuses 3 ist so gewählt, daß sich darin eine schwache Strömung von heißer Prozeßluft aus dem Ver dichter ausbilden kann und insbesondere zu dickwandigeren Teilen der Gehäusewand gelangt. Auch hier ist also wieder ein gewisser Kontakt zwischen der heißen Prozeßluft und der Ge häusewand ausdrücklich erwünscht. Es versteht sich jedoch, daß der größte Teil der aus dem Verdichter austretenden heißen Prozeßluft innerhalb des Bleches 27 strömt und inso fern nicht in direkte Berührung mit der Gehäusewand kommt.In the non-spherical area of the combustion chamber nozzle 6 , instead of the plates 25, a plate 27 is fastened to the housing wall at a small distance by means of individual screws, as can be seen from FIGS. 10 and 11. The gap determined by the distance between the plate 27 and the wall of the turbine housing 3 is chosen so that a weak flow of hot process air from the United can form denser and in particular to thick-walled parts of the housing wall. Here too, a certain contact between the hot process air and the housing wall is expressly desired. However, it is understood that the majority of the hot process air emerging from the compressor flows within the plate 27 and so far does not come into direct contact with the housing wall.

Eine wärmeisolierende Abdeckung der Gehäuseinnenwand könnte selbstverständlich auch auf andere Weise als mit den be schriebenen Platten 25 bzw. dem Blech 27 erhalten werden. Insbesondere kämen hier aus mehreren Schichten verbundartig aufgebaute Platten in Frage.A heat-insulating cover of the inner wall of the housing could of course also be obtained in a different way than with the plates 25 or the sheet 27 being written. In particular, plates composed of several layers could be used here.

In Fig. 12 ist noch eine weitere Variante dargestellt, bei welcher auf eine Versorgung des Abgasdiffusors 5 mit Mantel luft ganz verzichtet wurde. Der primäre Mantelluftstrom I sowie die in ihn ggf. mündenden weiteren sekundären Mantel luftströme wird bereits vor dem Abgasdiffusor 5 abgeführt. Der in Fig. 5 eingezeichnete Mantelluftstrom II.2.3 entfällt. Die Ventilatoren 17 sind im Bereich des Abgasgehäuses 3 ange ordnet. Die Gehäusewand des Abgasdiffusors ist lediglich doppelschalig ausgebildet. Zwischen den Doppelschalen ist eine Wärmedämmung 28 vorgesehen, welche z. B. Mineralwolle sein kann. Mit dem Verzicht auf den genannten Mantelluftstrom II.2.3 wird die doppelschalige Ausführung des Innenrings 10 sowie der zweiten Hohlrippen 19 an sich überflüssig. Als vor teilhafter Wärmeschutz dieser Teile kann sie jedoch belassen werden oder durch eine Verkleidung 29 ähnlich derjenigen im Innern des Turbinengehäuses 3 ersetzt werden. Wärmedämmend wirkt dann einfach das Luftpolster in der Doppelschale bzw. hinter der Verkleidung.A further variant is shown in FIG. 12, in which a supply of the exhaust gas diffuser 5 with jacket air has been completely dispensed with. The primary jacket air flow I and any other secondary jacket air flows that may flow into it are already discharged before the exhaust gas diffuser 5 . The jacket air flow II.2.3 shown in FIG. 5 is omitted. The fans 17 are arranged in the area of the exhaust housing 3 . The housing wall of the exhaust gas diffuser is only double-skin. Between the double shells, thermal insulation 28 is provided, which, for. B. can be mineral wool. By dispensing with the sheathed air flow II.2.3, the double-shell design of the inner ring 10 and the second hollow ribs 19 itself is superfluous. As a partial heat protection of these parts, however, it can be left or replaced by a panel 29 similar to that in the interior of the turbine housing 3 . The air cushion in the double shell or behind the cladding then has a heat-insulating effect.

Die Ventilatoren 17 könnten anstatt oben auch seitlich, z. B. rechts und links an der Gasturbine oder stirnseitig am Ende des Kühlkanals angeordnet werden.The fans 17 could instead of the side, e.g. B. to the right and left of the gas turbine or face to face at the end of the cooling channel.

BezugszeichenlisteReference list

1 Verdichter
2 Verdichtergehäuse
3 Turbinengehäuse
4 Abgasgehäuse
5 Abgasdiffusor
6 Brennkammerstutzen
7 Brennkammer
8 Außenring des Abgasgehäuses
9 Hohlrippen im Abgasgehäuse
10 Innenring des Abgasgehäuses
11 Innenliner
12 Rotortraglager
13 Gehäusewand
14 Bleche
15 Eintrittsöffnung
16 Austrittsöffnung
17 Ventilatoren
18 Ansaugöffnung des Verdichters
19 Hohlrippen im Abgasdiffusor
20 Schutzgehäuse
21 Leitung
22 Leitung
23 Ventilator
24 Ventilator
25 Platten
26 Schraube
27 Blech
28 Wärmedämmung
29 Verkleidung
I primärer Mantelluftstrom
II.1 erster sekundärer Mantelluftstrom
II.2 zweiter sekundärer Mantelluftstrom
II.2.1 erster Teilstrom von II.2
II.2.2 zweiter Teilstrom von II.2
II.2.3 dritter Teilstrom von II.2 1 compressor
2 compressor housings
3 turbine housings
4 exhaust housing
5 exhaust gas diffuser
6 combustion chamber nozzles
7 combustion chamber
8 Exhaust housing outer ring
9 hollow ribs in the exhaust housing
10 Inner ring of the exhaust housing
11 inner liners
12 rotor support bearings
13 housing wall
14 sheets
15 entrance opening
16 outlet opening
17 fans
18 Intake opening of the compressor
19 hollow ribs in the exhaust gas diffuser
20 protective housing
21 line
22 line
23 fan
24 fan
25 plates
26 screw
27 sheet
28 thermal insulation
29 paneling
I primary jacket airflow
II.1 first secondary jacket air flow
II.2 second secondary jacket air flow
II.2.1 first sub-stream of II.2
II.2.2 second sub-stream of II.2
II.2.3 third sub-stream of II.2

Claims

1. Stationary, single-shaft gas turbine for power generation with a welded rotor, a compressor ( 2 ) and a turbine housing ( 3 ), characterized in that said housings ( 2 , 3 ) are designed at least in sections at least in sections with an additional outer shell and that at least one primary jacket air flow (I) is guided between the individual housing shells.

2. Gas turbine according to claim 1 and with a compressor ( 1 ), characterized in that the primary jacket air flow (I) substantially counter to the flow direction of the process gases in the gas turbine from a downstream inlet opening to an outlet opening in the vacuum zone ( 21 ) is led upstream of the compressor and is caused by suction into the compressor ( 1 ).

3. Gas turbine according to claim 1 and with a compressor ( 1 ), characterized in that the primary jacket air flow (I) from an inlet opening ( 15 ) on the compressor ( 1 ) in wesent union in the flow direction of the process gases in the gas turbine up to a downstream Outlet opening ( 16 ) leads and is effected by at least one, preferably arranged in the region of this outlet opening fan ( 17 ).

4. Gas turbine, a combustion chamber connecting piece (6), is present according to one of claims 1 to 3, and wherein the turbine casing (3) characterized in that also the internal chamber trim (6) is double-skinned and that a secondary outer air stream between its shells (II .1) is performed.

5. Gas turbine according to claim 4, characterized in that the secondary jacket air flow (II.1) via an on the combustion chamber socket ( 6 ) provided inlet opening ( 19 ) between its double shells and air flow (I) opens into the primary jacket.

6. Gas turbine according to one of claims 1 to 5 and with an exhaust housing ( 4 ) which has an outer ring ( 8 ), characterized in that the outer ring ( 8 ) of the exhaust housing ( 4 ) is double-shelled and that the primary jacket air flow (I) is also carried out between the shells of the outer ring ( 8 ).

7. Gas turbine according to claim 6 and having an exhaust gas housing which has an inner ring ( 10 ) concentrically in the outer ring ( 8 ) and first hollow ribs ( 9 ) between the outer and inner ring and further with an exhaust gas diffuser ( 5 ) and with second hollow ribs ( 19 ) between the exhaust gas diffuser ( 5 ) and the inner ring ( 10 ), characterized in that a further secondary jacket air flow (II.2) through the second hollow ribs ( 19 ), the inner ring ( 10 ) and at least partially (II.2.1) through the first hollow ribs ( 10 ) is guided.

8. Gas turbine according to claim 7, characterized in that the further secondary jacket air stream (II.2) at least partially (II.2.1) opens into the primary jacket air stream ( 1 ).

9. Gas turbine according to one of claims 7 or 8 and in which in the exhaust housing ( 4 ) outer ring ( 8 ), inner ring ( 10 ) and the first hollow ribs ( 10 ) are each at least partially covered at a distance with a flow cladding ( 11 ), characterized that a partial flow (II.2.2) of the further secondary jacket air flow (II.2) passes through the space ( 12 ) between the second hollow ribs ( 10 ) and the aforementioned flow cladding ( 11 ) and from there flows into the exhaust gas flow in the gas turbine.

10. Gas turbine according to one of claims 7 to 9, characterized in that the second hollow ribs ( 19 ) and the inner ring ( 10 ) are double-skinned and that a further partial flow (II.2.3) of the further secondary jacket air flow (II.2) between the double shells of the inner ring ( 7 ) and the first hollow ribs ( 9 ).

11. Gas turbine according to one of claims 1 to 10 and with an exhaust gas diffuser ( 5 ), characterized in that the exhaust gas diffuser ( 5 ) is constructed with multiple shells and that the primary jacket air flow (I) is also carried out between shells of the exhaust gas diffuser.

12. Gas turbine according to one of claims 10 or 11, characterized in that between the double shells of the inner ring ( 10 ) and the second hollow ribs ( 19 ) performed further partial flow (II.2.3) of the further secondary jacket air flow (II.2) between Shells of the exhaust gas diffuser ( 5 ) opens into the primary jacket air flow (I) or is guided separately from this between further shells of the exhaust gas diffuser ( 5 ) up to its downstream end.

13. Gas turbine according to one of claims 1 to 12, characterized characterized in that the flow cross-section of the primary Jacket air flow (I) between the housing double shells in Housing circumferential direction at least in an upper and an lower flow cross section is divided.

14. Gas turbine according to claim 13, characterized in that a circulation of the jacket air between the upper and the lower flow cross-section is possible via lines ( 21 , 22 ) and at least one additional fan ( 23 , 24 ).

15. Gas turbine according to one of claims 1 to 14, characterized in that the turbine housing ( 3 ) is at least partially provided on the inside with a heat-insulating cover ( 25 , 27 ).

16. Gas turbine according to claim 15, characterized in that the cover ( 25 , 27 ) in an approximately spherically curved region of the turbine housing ( 3 ) is formed by a plurality of plate-shaped plates ( 25 ) fastened directly on the housing wall, the plates only rest with its edge on the housing wall, in the middle there, however, at a distance from it.

17. Gas turbine according to claim 16, characterized in that the degree of coverage achieved by the plates ( 25 ) of the Ge housing wall is between approximately 70% and 90% and is chosen locally, depending on the desired degree of insulation.

18. Gas turbine according to one of claims 15 to 17 and with a on the turbine housing ( 3 ) arranged combustion chamber socket ( 6 ), characterized in that the cover in the region of the combustion chamber socket ( 6 ) by a wall of the housing adapted there sheet ( 27 ) is formed, which is fixed at a short distance from the housing wall selectively on this be.

19. Gas turbine according to one of claims 1 to 18 and with Inlet openings for the jacket air, characterized thereby records that preferably at the inlet openings automatically opening or opening with the jacket air flow closing flaps are provided.

20. Gas turbine according to one of claims 3 to 19, characterized in that the jacket air flow can be regulated by controllable and / or several, step-by-step fans ( 17 ).

21. Gas turbine according to claim 20, characterized in that the fans ( 17 ) are coupled to a fire detector.

22. Gas turbine according to one of claims 1 to 21 and with an exhaust gas diffuser ( 5 ), characterized in that the exhaust gas diffuser ( 5 ) is constructed with multiple shells and that thermal insulation ( 28 ) is present between at least two shells.

23. Gas turbine according to one of claims 7 to 22, characterized in that the second hollow ribs ( 19 ) and the inner ring ( 10 ) are double-skinned or are provided with a heat-insulating lining ( 29 ) producing an air cushion.