DE945798C

DE945798C - Cooling air delivery device on hollow blade turbine wheels with internal cooling by gas, air or steam

Info

Publication number: DE945798C
Application number: DED14616D
Authority: DE
Inventors: Dipl-Ing Christian Schoerner
Original assignee: Deutsche Versuchsanstalt fuer Luftfahrt eV
Current assignee: Deutsche Versuchsanstalt fuer Luftfahrt eV
Priority date: 1941-05-16
Filing date: 1941-05-16
Publication date: 1956-07-19

Description

Kühlluftfördereinrichtung an Hohlschaufelturbinenrädern mit Innenkühlung durch Gas, Luft oder Dampf Ein bekanntes und einfaches Verfahren zur Kühlung der heißen Bauteile von Gasturbinen mit hoher Treibmitteleintrittstemperatur und hohen mechanischen Beanspruchungen von Rad und Schaufelung, wie sie insbesondere bei Luftfahrttriebwerken und anderen Fahrzeugtriebswerken vorkommen, besteht darin, Rad und Schaufelung hohl auszubilden und durch die Schleuderwirkung beim Umlauf Kühlluft vom Umgebungszustand durchzupumpen. Die Erfahrung hat gezeigt, daß es bei geeigneter Ausbildung der Fördereinrichtung in dem Turbinenrad sowie der Kühlluftkanäle im hohlen Schaufelschaft gelingt, solche Hohlschaufelläufer mit genügender Lebensdauer auch für große Gasschluckvermögen zu bauen, ohne daß vorverdichtete Kühlluft vom Turbinenrad angesaugt zu werden braucht.Cooling air conveying device on hollow blade turbine wheels with internal cooling by gas, air or steam A well-known and simple method of cooling the hot components of gas turbines with high propellant inlet temperature and high mechanical stresses on the wheel and blades, such as those in aircraft engines in particular and other vehicle engines, the wheel and the blades are hollow and through the centrifugal effect when circulating cooling air from the surrounding state to pump through. Experience has shown that with a suitable design of the conveyor system in the turbine wheel and in the cooling air ducts in the hollow blade shaft, such is achieved Hollow vane impeller with sufficient service life also for large gas absorption capacities to build without the need for pre-compressed cooling air to be sucked in by the turbine wheel.

Bei Verwendung für Luftfahrttriebwerke sinkt mit steigender Flughöhe die Ansaugdichte der Kühlluft solcher innengekühlter Läufer und daher auch bei vorgegebener Drehzahl (bedingt durch den jeweiligen Ladedruck der von der Turbine angetriebenen Ladeeinrichtung) der Kühlluftdurchsatz, welcher ein Maß für die spezifische Wärmeaufnahmefähigkeit der Kühlluft in der vom Treibgas außen beheizten Schaufel darstellt. Da die erreichbaren Kühlwirkungen bei Betrieb der Hohlschaufelturbinen in größeren Höhen ohne Vorverdichtung beschränkt sind, sind also für die Beaufschlagung solcher Gasturbinen hoher, durch lange Schaufeln und hohe Drehzahlen bedingter mechanischer Belastung mit derselben Gastemperatur, wie sie in mittleren Höhen noch zulässig war, Grenzen gesetzt. Andererseits steigt das Interesse der Luftfahrt für immer größere Betriebsflughöhen.When used for aircraft engines, it sinks with increasing flight altitude the intake density of the cooling air of such internally cooled runners and therefore also with a given one Speed (due to the respective boost pressure of the turbine driven Charging device) the cooling air throughput, which is a measure of the specific heat absorption capacity represents the cooling air in the blade, which is externally heated by the propellant gas. Because the achievable Cooling effects when the hollow blade turbines are operated at greater heights without pre-compression limited are, are therefore higher for the admission of such gas turbines, due to long blades and high speeds due to mechanical stress with the same gas temperature, as it was still permissible at medium heights, there were limits. On the other hand increases the interest of aviation for ever higher operating altitudes.

Beim Betrieb von Gasturbinen am Boden, z. B. in Fahrzeugen, treten wegen der dort erforderlichen höheren Lebensdauer der Bauteile ähnliche Schwierigkeiten auf, wenn aus Gründen der Einfachheit und Wirtschaftlichkeit der Anlage keine vorverdichtete Luft . für.Kühlzwecke angesaugt werden soll. Außerdem ist durch den vielfach weniger belüftungsfähigen Einbau die Ansaugtemperatur- der' Kühlluft oft recht hoch im Vergleich zu den schon geschilderten Bedingungen bei hoher Fluggeschwindigkeit.When operating gas turbines on the ground, e.g. B. in vehicles similar difficulties because of the longer service life of the components required there on if, for reasons of simplicity and economy of the system, there is no pre-compressed Air . should be sucked in for cooling purposes. In addition, it is often less Ventilated installation, the intake temperature of the 'cooling air is often quite high in comparison to the conditions already described at high airspeed.

Nun ist normalerweise aus Gründen der Treibmittelführung das deckbandlose Laufschaufelgitter nach außen durch eine als Gehäusewand oder eingesetzter Blechring ausgebildete Mantelfläche abgedeckt, -allerdings mit einem genügend großen Spalt gegenüber den Schaufelspitzen, damit die aus den hohlen Schaufeln zuströmende Kühlluft mÖglichst ungedrosselt entweichen kann. Ein ausreichendes Spiel an den Schaufelspitzen erhöht zwar. die Sicherheit gegen das Streifen, vermindert aber auch die Arbeitsausbeute aus der verfügbaren Treibgasenergie, namentlich bei Auslegung der Strömungsquerschnitte mit' Reaktion oder wegen der bei den kleinen Raddurchmessern und großen Stufengefällen als Folge des Dralles vorhandenen Druckverteilung im Spalt zwischen Düse und Laufschaufelung. Der Erfindungsgegenstand bezieht sich auf eine besondere Ausbildung dieses Mantelteiles als Ringspalt, in dem Treibgas aus dem an sich vorhandenen vor der Düse angeordneten Gaskasten expandiert und durch das so entstandene schnell strömende Treibmittelband am äußersten Umfang eine beschleunigende Wirkung auf die aus der Schaufel austretende Kühlluft ausgeübt wird. Gleichzeitig kann damit auch das Spiel zwischen Schaufelspitze und- der Abdeckung auf einen günstigen Wert herabgesetzt werden. Da durch diese Maßnahme ein erhöhter Kühlluftdurchsatz durch den Hohlschaufelläufer zu erwarten ist, wird auch in großen Höhen noch eine ausreichende Absenkung der Wandtemperaturen der heißen hochbeanspruchten Bauteile unter die Stautemperatur des Treibmittelstromes erfolgen können. Diese Erhöhung der Betriebssicherheit ist allerdings nur durch Abzweigung eines kleinen Bruchteiles der sonst zur Arbeitsleistung oder vorzugsweise bei Luftfahrttriebwerken kum unmittelbaren Strahlvortrieb einsetzbaren Treibgasmenge für diese Zwecke möglich. Der Querschnitt des Ringspaltes kann aber im einzelnen Fall zur Ereichung einer gewissen Lebensdauer des Läufers mittels Beschleunigung des durch den Läufer hindurchtretenden Kühlluftstromes an die dazu erforderliche Mindesttreibgasmenge entweder durch entsprechende Bemessung der Höhe des Ringspaltes oder seiner Länge längs des Umfanges angepaßt werden, damit. der Gesamtwirkungsgrad der Gas-, turbine genügend hoch bleibt. Bei geeigneter Gestaltung kann sogar der Durchsatz einer verhältnismäßig kleinen Treibgasmenge durch den Ringspalt eine derartige Durchsatzsteigerung der Kühlluft hervorzurufen, daß eine weitere Zunahme der Treibmitteleintrittstemperatur im Rahmen der gewünschten Lebensdauer ins Auge gefaßt werden kann und der Leistungsverlust durch das ohne Arbeitsleistung abblasende Ringspalttreibgas durch das zulässige höhere Wärmegefälle liei.weitem ausgeglichen wird. Unter Umständen kann durch einen gewissen Drall des für die Kühlluftbeschleunigung vorgesehenen Treibgases beim Ausströmen aus dem Ringspalt eine weitere Absenkung ..der erforderlichen Ringspalttreibgasmenge sowie eine zusätzliche Steigerung des Kühlluftdurchsatzes durch den Läufer .eintreten. Auch kann ein nachgeschalteter Diffusor zur Umsetzung der beim Impulsaustausch von Kühlluft und Ringspalttreibgas entstandenen Mittelgeschwindigkeit eine gewisse örtliche Absenkung des Druckes zur Folge haben, die sich günstig auf den Kühlluftdurchsatz durch den Läufer auswirkt.Now, for reasons of propellant management, the cover tape is normally not used Blade grille to the outside through a sheet metal ring used as a housing wall or inserted formed outer surface covered, but with a sufficiently large gap opposite the blade tips, so that the cooling air flowing in from the hollow blades can escape as unthrottled as possible. Sufficient clearance at the blade tips increases though. the security against stripping, but also reduces the labor yield from the available propellant gas energy, especially when designing the flow cross-sections with 'reaction or because of the small wheel diameters and large gradients as a result of the swirl existing pressure distribution in the gap between nozzle and rotor blade. The subject matter of the invention relates to a special design of this shell part as an annular gap in the propellant gas from the gas that is present in front of the nozzle Gas box expands and through the resulting fast-flowing propellant band at the outermost extent an accelerating effect on the one emerging from the shovel Cooling air is exerted. At the same time, it can also reduce the clearance between the tip of the shovel and the cover can be reduced to a favorable value. Because through this Measure to expect an increased cooling air throughput through the hollow blade rotor is, there is still a sufficient lowering of the wall temperatures even at high altitudes of the hot, highly stressed components below the stagnation temperature of the propellant flow can be done. However, this increase in operational safety is only possible through Diverting a small fraction of what would otherwise be for work performance or preferably in the case of aviation engines, the total amount of propellant gas that can be used for direct jet propulsion possible for these purposes. The cross section of the annular gap can, however, in detail Case for achieving a certain service life of the runner by means of acceleration the flow of cooling air passing through the rotor to the required Minimum amount of propellant gas either by dimensioning the height of the annular gap accordingly or its length can be adjusted along the circumference so that. the overall efficiency the gas turbine remains high enough. With a suitable design, even the Throughput of a relatively small amount of propellant gas through the annular gap such Increase in the flow rate of the cooling air cause a further increase in the propellant inlet temperature can be envisaged within the desired service life and the loss of performance by the annular gap propellant blowing off without any work through the permissible higher heat gradients are compensated further. Under certain circumstances, a certain swirl of the propellant gas provided for the cooling air acceleration when flowing out from the annular gap a further lowering of the required amount of annular gap propellant gas as well as an additional increase in the cooling air throughput through the rotor. A downstream diffuser can also be used to implement the momentum exchange of Cooling air and annular gap propellant produced a certain local mean velocity Lowering the pressure have the consequence, which has a favorable effect on the cooling air throughput by the runner.

Beim. Antrieb von Aufladeeinrichtungen von gemischverdichtenden Flugzeugbrennkraftmaschinen mit Fremdzündung durch Gasturbinen, die mit dem ungekühlten Abgas beaufschlagt werden, ist in der Regel auch bei Auslegung mit großem Austrittsverlust zur Verwertung in einer wirtschaftlich arbeitenden Vortriebsstrahldüse immer noch ein beträchtlicher Energieüberschuß vorhanden, der am bequemsten durch Abblasen von Abgas vor der Turbine beherrscht wird: Da schon mit Rücksicht auf die Stabilität der Regelung die Auslegung so zu treffen ist, daß immer etwas Abgas abbläst, kann also ein Teil dieser abzublasenden Menge ohne weiteres zur Beschleunigung des Kühlluftstromes benutzt werden, zumal ihre Energie für den Strahlvorschub keineswegs verloren ist. Da die kinetische Energie der Kühlluft am Schaufelaustritt hauptsächlich in der Scheibenebene wirksam ist, wird durch die axiale Beeinflussung durch die Ringspalttreibgasmenge diese Energie gut für Rückstoßzwecke ausgerichtet. Falls für die Regelung der verbleibende Rest der Abgasmenge, der durch die normal vom Turbinenregler gesteuerten Abblaseventile strömt, nicht ausreichen sollte, kann der Zutritt von Treibgas zum Beschleunigungsringspalt durch einen Ringschieber begrenzt oder sonstwie gesteuert werden.At the. Drive of charging devices of mixture-compressing aircraft internal combustion engines with spark ignition by gas turbines to which the uncooled exhaust gas is applied, is usually also for use in designs with a large leakage loss an economically working propulsion jet nozzle is still a considerable amount Excess energy available, which is most conveniently done by blowing off exhaust gas in front of the turbine Is mastered: Since the design is already taking into account the stability of the control It is to be taken in such a way that some exhaust gas is always blown off, so some of this can be blown off Amount can easily be used to accelerate the flow of cooling air, especially since their energy for the beam advance is by no means lost. Because the kinetic energy the cooling air at the blade outlet is mainly effective in the plane of the disk, this energy is generated by the axial influence of the annular gap propellant gas well geared for recoil purposes. If the remaining remainder is required for the regulation the amount of exhaust gas produced by the blow-off valves normally controlled by the turbine regulator flows, should not be sufficient, the admission of propellant gas to the acceleration ring gap limited or otherwise controlled by a ring slide.

Wenn ferner bei Verwendung einer Abgasturbine mit anschließender Strahldüse für Flugzeuge sehr hoher Geschwindigkeit zur Regelung der Ausnutzung der Abgasenergie auf höchste Wirtschaftlichkeit die Gasturbine als Gegendruckturbine ausgelegt wird, d. h. die anschließende Strahldüse auch noch etwas Druckgefälle verarbeiten soll, können beim Ansaugen von nicht vorverdichteter Luft von Umgebungsdruck hinter- der Strahldüse Schwierigkeiten in der Erreichung einer genügenden Kühlwirkung entstehen, da die Kühlluftfördereinrichtung in der Turbinenscheibe gegen einen höheren Gegendruck fördern muß. In diesen Fällen kann der Erfindungsgegenstand erhebliche Verbesserungen erzielen.If also when using an exhaust gas turbine with a subsequent jet nozzle for very high speed aircraft to regulate the use of exhaust gas energy the gas turbine is designed as a back pressure turbine for maximum economy, d. H. the subsequent jet nozzle should also process a little pressure gradient, can lag behind ambient pressure when drawing in air that has not been pre-compressed Jet nozzle difficulties arise in achieving a sufficient cooling effect, because the cooling air conveyor in the turbine disk against one must promote higher back pressure. In these cases, the subject matter of the invention can be significant Make improvements.

Bei mehrstufigen Gasturbinen mit hoher Eintrittstemperatur und großem Treibgasdurchsatz wird man versuchen, durch starke Expansion in den ersten Stufen die Treibgastemperatur soweit abzusenken, daß der größte Teil des Gefälles in bewährten ungekühlten Bauarten verarbeitet werden kann und die einigen Bauaufwand erfordernde lebenswichtige Innenkühlung auf wenige Stufen im oberen Expansionsbereich beschränkt bleibt. Nach den bisherigen Erfahrungen können hoch beanspruchte innenverrippte Hohlschaufeln bei @Beaufschlagungstemperaturen von iooo° und Verwendung der besten metallischen Werkstoffe für die Schaufelung durch die bekannten Maßnahmen der Innenkühlung beherrscht werden, wenn die Kühlluft am Eintritt in das Laufrad etwa eine Temperatur gleich der Raumtemperatur oder weniger und einen Druck ungefähr gleich dem Expansionsdruck der Stufe aufweist. Vielfach verbietet die Wirtschaftlichkeit der Anlage den naheliegenden Weg, für diese meist zwei bis vier innengekühlten Stufen den Lader bei einem Druck, der dem Expansionsenddruck der ersten Stufe entspricht, anzuzapfen, die gesamte für diese Hohlschaufelläufergruppe erforderliche Kühlluft entsprechend zurückzukühlen und die Kühlluftzufuhr zu den Stufen mit geringerem Expansionsenddruck entsprechend zu drosseln, da die Verlustleistung für die Verdichtung der Kühlluft klein zu halten ist und die Drosselung wegen der notwendigen Verteilung der Kühlluft auf eine gewisse Mindestoberfläche zur Kühlung der Schaufelwand sich nicht vermeiden läßt. Die Möglichkeit, die Kühlluft für die verschiedenen Turbinenstufen durch getrennte Abzapfung aus entsprechend günstig liegenden Druckstufen des mehrstufigen Laders zu entnehmen, gibt in vielen Fällen verwickelte Verhältnisse für die Zuleitung der Kühlluft zum umlaufenden, vielstufigen Turbinenläufer. Soll die Kühlluftversorgung des Hohlschaufelläuferteiles durch diesen selbst erfolgen, so müßten andererseits die Kühlluftfördereinrichtungen der einzelnen Turbinenstufen hintereinandergeschaltet werden, die Kühlluft aus der vorhergehenden Stufe nach ihrer Wärmeaufnahme in der Schaufel rückgekühlt und ihre am Radaustritt vorhandene Geschwindigkeit erst wieder in Druck umgesetzt werden. Dies bedingt bekanntlich sehr umständliche und wenig betriebssichere Konstruktionen, die namentlich .bei der Auslegung für große Csasschluckvermögen Schwierigkeiten machen. In solchen Fällen kann die erfindungsgemäße Gestaltungsvorschrift gewisse Vorteile schaffen. So kann z. B. die Kühlluftfördereinrichtung für zwei aufeinanderfolgende Stufen zumindest am Kühlluftansaugestutzen zusammengelegt werden, welche dann die kalte Kühlluft vom Druck des Expansionsenddruckes der zweiten Stufe oder etwas darüber ansaugt. Die erste Stufe dieser Gruppe läuft hinsichtlich des Kühlluftdurchtrittes unter ähnlichen Verhältnissen wie beim oben beschriebenen Fall der Gasturbine als Gegendruckturbine mit nachgeschalteter Ausnutzung einer gewissen Druckdifferenz in einer Strahldüse. Durch geeignete Gestaltung einer Ringspaltabdeckung des Laufschaufelgitters dieser ersten Stufe, wie sie oben vorgeschlagen ist, kann trotz des erhöhten Gegendruckes ein für die Bauteilkühlung ausreichender Kühlluftdurchsatz gewährleistet werden. Um einfache konstruktive Ergebnisse zu bekommen, wird man bei drei bis vier innen zu kühlenden Stufen zweckmäßig eine Zweiwellenanordnung wählen, bei der infolge des verhältnismäßig hohen Druckes der angesaugten Kühlluft ohne weiteres das Ansaugen durch die hohle Welle ins Auge gefaßt werden kann. Damit wird der bauliche Aufwand genau so einfach wie bei einem einzelnen Hohlschaufelrad. Es ist ferner bemerkenswert, daß der Leistungsverlust bei mehrstufigen Turbinen durch das Abzweigen einer an sich zur Arbeitsleistung geeigneten Treibgasmenge für die Absaugzwecke der Kühlluft an den Schaufelspitzen nicht so erheblich ist, weil die in .einer Stufe höheren Druckes an der Ringspaltabdeckung zugesetzte Treibgasmenge in sämtlichen folgenden Stufen zur Erzeugung mechanischer Arbeit herangezogen werden kann. Die im Laufrad an die Kühlluft übertragene Energie kann zwar durch Rückstoßdüsen am Schaufelaustritt wieder gewonnen werden, wie bereits vorgeschlagen wurde. Ihre Verwertung in der folgenden Stufe ist wegen ihrer Wirksamkeit in der Radebene sonst recht schwierig. Durch die Zufuhr der zum großen Teil axial orientierten Treibgasenergie am Ringspalt ist aber die Möglichkeit einer ähnlichen Rückstoßwirkung für die Kühlluft nicht ausgeschlossen, auf alle Fälle erfolgt eine Umlenkung dieser tangentialen Kühlluftenergie in Richtung zur nächsten Stufe, wodurch die Verwertung sehr erleichtert wird.In multi-stage gas turbines with a high inlet temperature and a large Propellant gas throughput will be attempted through strong expansion in the first stages lower the propellant gas temperature to such an extent that most of the gradient is in proven uncooled types can be processed and which require some construction effort Vital internal cooling is limited to a few levels in the upper expansion range remain. According to previous experience, highly stressed internally ribbed Hollow blades at @ application temperatures of iooo ° and use of the best metallic materials for the blades through the known measures of internal cooling can be controlled when the cooling air at the inlet to the impeller is about a temperature equal to room temperature or less and a pressure approximately equal to the expansion pressure the stage. In many cases, the profitability of the system prohibits the obvious Way, for these mostly two to four internally cooled stages, the charger at one pressure, which corresponds to the final expansion pressure of the first stage, tap the entire to cool down the cooling air required for this hollow blade rotor group accordingly and the cooling air supply to the stages with the lower expansion pressure accordingly to throttle, since the power loss for the compression of the cooling air is to be kept small is and the throttling because of the necessary distribution of the cooling air to a certain extent Minimum surface area for cooling the blade wall cannot be avoided. The possibility, the cooling air for the various turbine stages through separate taps Correspondingly favorable pressure levels of the multi-stage charger can be found, In many cases there are complicated conditions for the supply of cooling air to the rotating, multi-stage turbine rotor. Should the cooling air supply of the hollow vane part take place through this itself, so on the other hand would have to the cooling air conveying devices of the individual turbine stages are connected in series, the cooling air from the previous stage after their heat absorption in the blade and their existing speed at the wheel exit can only be converted into pressure again. As is well known, this requires very cumbersome and unreliable constructions, which are particularly difficult in the design for large Csa swallowing capacities do. In such cases, the design rule according to the invention can be certain Create advantages. So z. B. the cooling air conveyor for two consecutive Steps are merged at least at the cooling air intake, which then the cold cooling air at or above the pressure of the final expansion pressure of the second stage sucks. The first stage of this group is with regard to the passage of cooling air under similar conditions as in the case of the gas turbine described above as Back pressure turbine with downstream utilization of a certain pressure difference in a jet nozzle. By suitably designing an annular gap cover for the rotor blade grille this first stage, as suggested above, can despite the increased counter pressure a sufficient cooling air flow rate for component cooling can be guaranteed. In order to get simple constructive results, one will be at three to four inside Expediently choose a two-shaft arrangement to be cooled, in which as a result the relatively high pressure of the sucked in cooling air easily prevents the suction can be envisaged through the hollow shaft. This reduces the structural effort just as easy as with a single hollow impeller. It is also noteworthy that that the power loss in multi-stage turbines by branching off a The amount of propellant gas suitable for the work performance for the purposes of extracting the cooling air at the blade tips is not so significant, because the one in one step is higher The amount of propellant gas added to the pressure on the annular gap cover in all of the following Levels can be used to generate mechanical work. The one in the impeller Energy transferred to the cooling air can be done through thrust nozzles at the blade outlet can be recovered, as has already been suggested. Your recovery in the The following stage is otherwise quite difficult because of its effectiveness in the wheel plane. By supplying the largely axially oriented propellant gas energy to the annular gap but the possibility of a similar recoil effect for the cooling air is not excluded, in any case a diversion of this tangential cooling air energy takes place towards the next stage, which makes recycling much easier.

Ausführungsbeispiele veranschaulichen dieAbb. i bis q.. Abb, i zeigt das Grundsätzliche des Anmeldungsgegenstandes: Teil i stellt das Hohlschaufelrad, Teil :2 die längs des ganzen oder eines Teiles des Umfanges sich erstreckende Leitvorrichtung dar. Außerhalb davon ist, über die Löcher 3 mit dem Innern des Gaskastens q. verbunden, ein Ringraum angeordnet, von dem aus der Ringspalts mit Treibgas versorgt werden kann. Die innere Wand der den Ringspalt bildenden Teile überdeckt den Laufschaufelkanal auf etwa die halbe Profilbreite.Exemplary embodiments illustrate the Fig. i to q .. Fig, i shows the fundamentals of the subject of the application: Part i represents the hollow impeller, Part: 2 the guide device extending along all or part of the circumference Outside of it is through the holes 3 with the inside of the gas box q. tied together, an annular space is arranged from which the annular gap is supplied with propellant gas can. The inner wall of the parts forming the annular gap covers the rotor blade channel to about half the profile width.

Abb. 2 zeigt als Beispiel eine Möglichkeit der Regelung der Zufuhr von Ringspalttreibgas .durch einen Ringschieber 6, der mittels Eines außenliegenden Zahnsegmenttriebes 7 eingestellt werden kann. Innerhalb des Ringspaltes können ferner Leitbleche 8 angeordnet sein, die einen gewissen Drall des im Ringspalt austretenden Treibgases verursachen, um günstige Bedingungen für das Entweichen der Kühlluft aus der umlaufenden Schaufel zu erreichen. Im gegebenenfalls anzuschließenden diffusorartig sich erweiternden Ringraum 9, der auch entsprechend geneigte Leitschaufeln besitzen kann um namentlich an axialer Baulänge zu sparen, kann die beim Impulsaustausch der Ringspalttreibgasmenge mirt der erwärmten Kühlluft entstandene Mittelgeschwindigkeit teilweise wieder in Druck umgesetzt werden.As an example, Fig. 2 shows one way of regulating the supply of annular gap propellant. through an annular slide 6, which by means of an external Gear segment drive 7 can be adjusted. Within the annular gap can also Guide plates 8 may be arranged, which have a certain twist of the emerging in the annular gap Propellant gases cause favorable conditions for the cooling air to escape from the rotating shovel. In the diffuser-like, possibly to be connected widening annular space 9, which also has correspondingly inclined guide vanes own can, in particular, to save on axial length, can be used for the exchange of impulses the annular gap propellant gas with the heated cooling air resulting medium speed partially put back into pressure.

Wie Abb. 3 als Beispiel zeigt, kann außer dem erwähnten Ringspalt 5 noch ein weiterer Ringspalt io für den Zutritt von Treibgas vorgesehen sein mit der Zielsetzung, die durch Impulsaustausch entstandene Mittelgeschwindigkeit des obenerwähnten Kühlluft-Treibgas-Gemisches erneut zu beschleunigen. Der auf diese Art und Weise entstandene örtliche Unterdruck an der Schaufelspitze wird in vielen Fällen sehr wertvoll für den Kühlluftdurchsatz sein.As shown in Fig. 3 as an example, in addition to the aforementioned annular gap 5 still another annular gap io can be provided for the admission of propellant gas the objective, the mean speed of the To accelerate the above-mentioned cooling air propellant mixture again. The one on this This way local negative pressure at the blade tip is used in many Cases can be very valuable for the cooling air flow.

Abb. q. soll einen Hinweis für die Anwendungsmöglichkeiten des Erfindungsgegenstandes auf vielstufige Gasturbinen geben. Der aus zwei Scheiben i i Q und i ib entstehende Hohlschaufelläufer etwa einer Gasturbinenanlage in Zweiwvellenanordnung erhält seine Kühlluft aus einer Kühlluftleitung, deren Druckniveau dem Gegendruck der Stufe 11b entspricht. Für die heißere und in einem höheren Druckbereich arbeitende Stufe i i" geben die vorstehend beschriebenen Maßnahmen in Form der treibgasbeschickten kingspaltabdeckung 12 mit den geschilderten vielseitigen Möglichkeiten die Gewähr für eine ausreichende Versorgung mit Kühlluft trotz des höheren Gegendruckes der Stufe iia.Fig.q. is intended to provide an indication of the possible uses of the subject matter of the invention give on multi-stage gas turbines. The one resulting from two slices i i Q and i ib The hollow blade rotor of a gas turbine system in a two-shaft arrangement is given its Cooling air from a cooling air line, the pressure level of which corresponds to the back pressure of stage 11b is equivalent to. For the hotter stage i working in a higher pressure range i "give the measures described above in the form of the propellant-charged King gap cover 12 with the many possibilities described the guarantee for a sufficient supply of cooling air despite the higher back pressure of the Stage iia.

Es sei, noch erwähnt, daß diese Maßnahmen auch für Dampfturbinen mit äußerst hoher Dampfeintrittstemperatur Anwendung. finden können, wobei die Kühlung der Bauteile nicht durch Kühlluft, sondern durch Sattdampf von entsprechendem Druck bewerkstelligt wird.It should be mentioned that these measures also apply to steam turbines extremely high steam inlet temperature application. can find the cooling of the components not by cooling air, but by saturated steam at the appropriate pressure is accomplished.

Claims

PATENT CLAIMS: i. Device on gas turbines with internally cooled hollow blades open at the tip with cooling air supply through the centrifugal effect occurring during circulation, characterized in that the blade lattice at the blade tips is partially covered by the one wall of a fixed annular gap, in which propellant gas expands to the counterpressure of the stage.

2. Establishment according to claim i, characterized in that the supply of propellant gas to the annular gap is regulated by a ring slide or the like.

3. Device according to claim i, characterized in that guide plates are arranged in front of or in the annular gap in such a way that that the propellant flows off at the annular gap with a swirl. q ..

Device according to claim i, characterized in that behind the annular gap a diffuser-like annular space is arranged, which can also be provided with guide vanes.

5. Set up after Claim i and q., Characterized in that in the axial direction between the The annular gap and the diffuser-like annular space are offset radially outwards by a second Annular gap is arranged for propellant gas outlet.

6. Apply the facility according to Claims i to 5 for gas turbines whose back pressure is higher than the suction pressure of the coolant.

7. Application of the device according to claim i to 5 in multi-stage Gas turbines, such that the cooling air conveying device inside two stages from the same pressure level sucks and the higher pressure stage a device according to claim i to 5. .

8. Application of the device according to claim i to 5 for steam turbines with cooling by saturated steam.