EP0313826B1 - Axialdurchströmte Gasturbine - Google Patents

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Publication number
EP0313826B1
EP0313826B1 EP88115694A EP88115694A EP0313826B1 EP 0313826 B1 EP0313826 B1 EP 0313826B1 EP 88115694 A EP88115694 A EP 88115694A EP 88115694 A EP88115694 A EP 88115694A EP 0313826 B1 EP0313826 B1 EP 0313826B1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
blade
cooling
rotor
ring
air
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Expired - Lifetime
Application number
EP88115694A
Other languages
English (en)
French (fr)
Other versions
EP0313826A1 (de
Inventor
Franz Kreitmeier
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
BBC Brown Boveri AG Switzerland
Original Assignee
BBC Brown Boveri AG Switzerland
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by BBC Brown Boveri AG Switzerland filed Critical BBC Brown Boveri AG Switzerland
Publication of EP0313826A1 publication Critical patent/EP0313826A1/de
Application granted granted Critical
Publication of EP0313826B1 publication Critical patent/EP0313826B1/de
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Lifetime legal-status Critical Current

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Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
    • F01D5/08—Heating, heat-insulating or cooling means
    • F01D5/081—Cooling fluid being directed on the side of the rotor disc or at the roots of the blades
    • F01D5/084—Cooling fluid being directed on the side of the rotor disc or at the roots of the blades the fluid circulating at the periphery of a multistage rotor, e.g. of drum type
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
    • F01D5/08—Heating, heat-insulating or cooling means
    • F01D5/081—Cooling fluid being directed on the side of the rotor disc or at the roots of the blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
    • F01D5/145—Means for influencing boundary layers or secondary circulations

Definitions

  • the present invention relates to an axially flowed through gas turbine with cooling devices for the turbine rotor and its rotor blades according to the preamble of patent claim 1.
  • a gas turbine with cooling thereof allows a higher gas inlet temperature, which increases the efficiency and the performance.
  • the cooling air duct and the cooling air flow and its distribution over the length of the turbine rotor depend on the gas temperatures prevailing in the individual stages of the turbine.
  • the heated cooling air exits into the gas flow.
  • the gas temperature has already dropped so far that the internal cooling of the rotor blades can be dispensed with.
  • the cooling air is taken from the compressor after its last stage and reaches a row of axial bores distributed along the circumference of a flat annular surface of the rotor before the first turbine stage along the outer surface of the section of the shaft or drum located between the compressor and the turbine.
  • the cooling air flow passes through these bores into the cooling ducts of the rotor, at the end of which it, reduced by the portion branched off for cooling the hottest rotor blades, exits into the propellant gas flow and with it into the diffuser.
  • the inflow of the cooling air to the rotor is essentially swirl-free, i.e. without a peripheral component, in the direction of rotation of the drum, it is accelerated on its way to the rotor by the friction on the circumferential surface of the drum in its circumferential direction, albeit in relation to The peripheral speed is not very strong, so that there is still a large difference in speed at the entry into the bores mentioned and into the rotor cooling channels. It must therefore be accelerated to the circumferential rotor speed there. The drum and the rotor must therefore perform pumping work, which moreover increases the cooling air temperature. Like most of the flow through the cooling channels, this represents a loss factor.
  • Another loss is associated with the cooling air flow exiting the blade root of the last stage. It enters the propellant gas flow with a radially, tangentially and axially directed velocity component and forces it radially, so that the hub boundary layer at the diffuser inlet suffers a thickening that is harmful to the recovery.
  • DE-A-34 24 139 proposes that the rotor cooling air should be given a circumferential speed component in the direction of rotation of the rotor after it emerges from the compressor by means of fixed swirl grids with essentially radially directed blades the peripheral speed of the rotor cooling channels, so that the cooling air does not have to be accelerated to them first.
  • the pump work mentioned and the associated losses are thereby eliminated.
  • channels are arranged on the guide blades of the last stage. They are bounded on the one hand by a cover plate provided at the end of the guide vane and on the other hand by a cover band which closes the tip of the blade.
  • Corresponding channels are arranged on the blades of the last stage. They are bounded on the one hand by a cover plate provided on the blade end and on the other hand by the blade root.
  • These channels are designed as vane grids, in which the cooling air expands to the turbine rotor while the work is being carried out. They do nothing to cool the rotor. At the outlet of the last blade ring, the cooling air is immediately transferred to the diffuser.
  • the present invention arose from the task of appropriately guiding both the rotor and blade cooling air and the rotor disk cooling air in their outlet areas at the rotor end into the diffuser to steer that their speed vectors essentially coincide with that of the average exhaust gas flow in the areas mentioned with regard to magnitude and direction.
  • the working capacity of the rotor cooling air is to be largely exploited.
  • the rotor jacket in the area of the last stage is to be cooled more strongly with the same amount of rotor cooling air than is the case with the known constructions.
  • the disc cooling air quantity can thereby be reduced, which reduces the temperature differences within the rotor and thus the thermal stresses in order to achieve an extension of the service life of the turbine rotor.
  • Fig. 1 shows a part of a turbine rotor 1, which is composed of forged rotor disks 2, 3, 4, the along each other on the end faces forged rings are welded.
  • the blades of the rotor blade rings 5 to 9 are inserted in a known manner with their base of double hammer head profile into the correspondingly profiled blade fastening grooves.
  • guide vanes of guide blade rings 11 to 14 are anchored in a guide blade carrier 10 in a manner similar to the rotor blades in the rotor.
  • the guide vane attachments are only indicated schematically.
  • the last stage of the compressor (not shown) is located to the right of the first rotor blade ring 5 of the turbine -
  • the required cooling air flow is removed, whereupon it is given a tangential speed component, which is equal to the peripheral speed of the rotor cooling channels, by a swirl vane grille arranged between the compressor and the first turbine stage, which is described in the aforementioned DE-A-34 24 139.
  • the cooling air then enters the cooling duct system of the turbine at a relative speed of zero in the circumferential direction substantially axially, as indicated by the speed arrow 16, through a series of cooling air bores 15.
  • the cooling air bores 15 which are provided in large numbers distributed over an annular, flat end face 17 in front of the first rotor blade ring, the cooling air passes into an annular groove 18 which widens in cross-section to its circumference, and from this through a series of interrupted annular gaps 19 in front of the first rotor blade ring 5 and between two of the following rotor blade rings as well as through channels 20 in the area of the blade roots finally into blade root channels 21 of the last rotor blade ring 9.
  • the annular gaps 19 are delimited by the circumferential surfaces of the Rotor jacket and by asymmetrical heat accumulation segments 22, 23, which are located between each two blade rings and protect the rotor jacket and the blade roots against overheating by the propellant gas flow.
  • the blade root ducts 20, 21 can expediently be formed from two grooves in the two blades, which adjoin each other in the circumferential direction and adjoin one another in the circumferential direction, and which result in closed ducts. In the case of the almost axially directed blade roots, these channels, as in the case of the blades of the last rotor blade ring 9, can also be provided in the blade grooves themselves.
  • the guide and rotor blades of the most temperature-loaded stages are designed as hollow blades with air cooling.
  • the cooling air is branched off at the blade roots from the cooling air flow described.
  • the elements of the blade cooling are not shown in FIG. 1.
  • the cooling air passes from the blade root channels 21 of the last moving blade ring 9 into a cooling air blade ring 27, which is attached to the rotor body and which has a frusto-conical rotor blade grille 28 just inside its circumference, which, evenly distributed over its circumference, has cooling air blades 31 which are preceded by a rectifier ring 29 which consists of honeycomb-shaped channels 30 distributed over the entire flow cross section.
  • Fig. 2 shows the circled detail II of Fig. 1 on a larger scale and Fig. 3 shows the development of the section III-III shown in Fig. 2 in the form of a conical shell placed through the center of the channel.
  • the rectifier ring 29 has the task of homogenizing the cooling air jets emerging from the blade root channels 21 of the last rotor blades 9 in order to obtain a flow in the channels delimited by the blades 31 that is as free as possible from separation.
  • the cooling air vane ring 27 fulfills part of the object of the invention presented in the introduction by deflecting the flow threads of the cooling air flow in such a way that their speed vectors over the entire circumference of the diffuser hub essentially coincide with the average speed vector of the exhaust gas flow with the loss-reducing effect described at the outset, by the Low-energy boundary layer is supplied with energy at the diffuser hub and its detachment point is shifted downstream. At the same time, the energy of the rotor cooling air is partially used to deliver work to the rotor.
  • the second measure according to the invention which consists in that the cooling air used for cooling the last rotor disk 4 and branched off from the compressor, such as the blade cooling air, also flows out into the diffuser.
  • the disk cooling air passes through two disk air ducts 33 provided in an outer turbine housing base 32 into one that is delimited by the base 32 and an inner turbine housing base 34 disk-shaped cavity 35 is, as indicated by the speed arrows, deflected radially inwards against the rotor axis in this and passes through a series of inner disk air channels 36 provided near the axle in front of the rotor disk 4, where its main part is deflected upwards and via an annular gap 37 and an annular space 38 is blown out through an annular slot 39 into the hub boundary layer.
  • the convexly curved inlet region 40 of the diffuser hub 41 which sucks in the outflowing disk cooling air together with the reactor cooling air through its curvature, also contributes to the intended inflow into the hub boundary layer.
  • the frustoconical surface area 64 of the cooling air vane ring 27 is designed so as to be inclined with respect to the rotor axis and is dimensioned in length in such a way that the exhaust gas flow behind the last moving vane ring 9 is homogenized.
  • a small part of the disk cooling air flowing in through the channel 36 blocks the labyrinth 41 on the end shield.
  • FIG. 4 and 5 show a second embodiment of the rotor cooling air duct.
  • the cooling air enters via a rotor-fixed intermediate channel 44 into a blade grille 45 of a rotor-fixed blade grille ring 46 and out of this into a blade grille 47 of a guide-blade fixed blade grille ring 48, from which it is deflected into end channels 49.
  • the inlet parts of the latter consist of the front half 50 of a vane grille, the profile lugs, in a rotor-fixed vane grille ring 50 ', and the exit region from the rear half 51 of this vane grille in the cooling air vane ring 53.
  • the end channels 49 are shown in FIG.
  • FIG. 6 A further embodiment of the invention is shown in FIG. 6. After the penultimate rotor blade ring 43, the cooling air is guided axially essentially to the end of the rotor blade ring 9 and only then is it blown out into the exhaust gas flow by a cooling air blade ring 63 in the desired direction. After the penultimate rotor blade ring 43, it again passes, as in the embodiment according to FIG.
  • the end channels 61 extend, preferably at an angle to an axis parallel.

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Description

  • Die vorliegende Erfindung betrifft eine axial durchströmte Gasturbine mit Kühleinrichtungen für den Turbinenrotor und seine Laufschaufelkränze gemäss Oberbegriff des Patentanspruchs 1.
  • Bei Gasturbinen hoher Leistungdichte kommt der Kühlung der hochtemperaturbeanspruchten Bauteile, das sind die Beschaufelung, insbesondere die Laufschaufeln, die neben hohen Temperaturen und Gaskräften auch durch Zentrifugalkräfte beansprucht sind, sowie der Rotor, besondere Bedeutung zu. Dies im Hinblick auf den Wirkungsgrad, der u.a. von der Eintrittstemperatur der Treibgase abhängt. Die höchstzulässige Eintrittstemperatur ist durch die zu erreichende Lebensdauer der wärmebeanspruchten Bauteile begrenzt.
  • Gegenüber einer Gasturbine ohne Kühlung dieser Teile erlaubt eine Gasturbine mit Kühlung derselben eine höhere Gaseintrittstemperatur, was den Wirkungsgrad und die Leistung erhöht.
    • Stand der Technik
  • Bei den bekannten Industriegasturbinen hängen die Kühlluftführung und der Kühlluftstrom und seine Verteilung über die Länge des Turbinenrotors von den in den einzelnen Stufen der Turbine herrschenden Gastemperaturen ab. Für die ersten, am höchsten temperaturbeanspruchten Stufen kann es erforderlich sein, die Laufschaufeln von innen her zu kühlen, indem aus der den Rotorkörper umströmenden Kühlluft ein Teil in Kühlkanäle hinein abgezweigt wird, die die betreffenden Laufschaufeln in ihrer Längserstreckung durchsetzen. Am Schaufelende tritt die erwärmte Kühlluft in den Treibgasstrom aus. In den auf die letzte gekühlte Schaufel folgenden Stufen ist die Gastemperatur bereits so weit gesunken, dass auf die innere Kühlung der Laufschaufeln verzichtet werden kann. Sie erhalten lediglich Kühlung im Bereich der Schaufelfüsse durch die am Umfang des Rotorkörpers zu seinem Ende hin strömende Luft, die dort vor und nach dem Fussbereich der letzten Laufschaufelreihe in den bereits weitgehend entspannten Treibgasstrom austritt und mit diesem in den Abgasdiffusor gelangt.
  • Die Kühlluft wird dem Verdichter nach seiner letzten Stufe entnommen und gelangt drallfrei entlang der Mantelfläche des zwischen Verdichter und Turbine befindlichen Abschnitts der Welle oder Trommel in eine Reihe axialer Bohrungen, die über den Umfang einer planen Ringfläche des Rotors verteilt vor der ersten Turbinenstufe vorhanden sind. Ueber diese Bohrungen gelangt der Kühlluftstrom in die Kühlkanäle des Rotors, an dessen Ende er, verringert um den zur Kühlung der heissesten Laufschaufeln abgezweigten Anteil, in den Treibgasstrom austritt und mit diesem in den Diffusor gelangt.
  • Da, wie gesagt, die Zuströmung der Kühlluft zum Rotor im wesentlichen drallfrei, also ohne Umfangskomponente, im Drehrichtungssinn der Trommel erfolgt, wird sie auf ihrem Weg zum Rotor durch die Reibung an der Mantelfläche der Trommel in deren Umfangsrichtung beschleunigt, wenn auch im Verhältnis zur Umfangsgeschwindigkeit nicht sehr stark, so dass am Eintritt in die genannten Bohrungen und in die Rotorkühlkanäle diesen gegenüber noch eine grosse Geschwindigkeitsdifferenz besteht. Sie muss also dort auf die Rotorumfangsgeschwindigkeit beschleunigt werden. Die Trommel und der Rotor müssen also Pumparbeit leisten, die überdies die Kühllufttemperatur erhöht. Dies stellt also wie auch grösstenteils die Durchströmung der Kühlkanäle einen Verlustfaktor dar.
  • Ein weiterer Verlust ist mit dem am Laufschaufelfuss der letzten Stufe austretenden Kühlluftstrom verbunden. Er tritt in die Treibgasströmung mit einer radial, tangential und axial gerichteten Geschwindigkeitskomponente ein und drängt sie radial ab, so dass die Nabengrenzschicht am Diffusoreintritt eine für den Rückgewinn schädliche Verdickung erleidet.
  • Um die Pumpverluste zu vermeiden, wird in der DE-A-34 24 139 der Anmelderin vorgeschlagen, der Rotorkühlluft nach ihrem Austritt aus dem Verdichter durch feststehende Drallgitter mit im wesentlichen radial gerichteten Schaufeln eine im Drehsinn des Rotors gerichtete Umfangsgeschwindigkeitskomponente zu verleihen, in der Grösse der Umfangsgeschwindigkeit der Rotorkühlkanäle, so dass die Kühlluft nicht erst auf diese beschleunigt werden muss. Die erwähnte Pumparbeit und die damit verbundenen Verluste fallen dadurch weg.
  • Neben der Kühlung der Beschaufelung und des Rotors im Bereich der Schaufelbefestigungsnuten ist es bei Rotoren, die aus einer Reihe am Umfang miteinander verschweisster Scheiben zusammengesetzt sind, nötig, auch die letzte Rotorscheibe separat zu kühlen, um die gewünschte Lebensdauer zu erhalten. Die Kühlluft dafür wird der ersten Zapfstelle des Verdichters, also bei tiefem Druck und tiefer Temperatur, entnommen und über das Lagerschild nach der letzten Rotorscheibe in das Rotorgehäuse eingeführt, von wo ihr Hauptteil radial auswärts Strömt und durch einen schmalen, von der Umfangskante der Letzten Rotorscheibe und dem daran anschliessenden Innenmantel des Abgasdiffusors begrenzten Ringspalt in den Diffusor eintritt, und zwar mit einer radial auswärts gerichteten Geschwindigkeitskomponente und, wegen der Reibung der Kühlluft an der Rotorscheibe, auch einer Umfangskomponente in der Rotordrehrichtung. Ein kleiner Teil der Kühlluft sperrt das Labyrinth der Wellendurchführung am Lagerschild.
  • Bei einer aus der DE-A-2 549 112 bekannten Kühlturbine sind Kanäle an den Leitschaufeln der letzten Stufe angeordnet. Sie sind einerseits von einer am Leitschaufelende vorgesehenen Deckplatte und andererseits von einem die Schaufelspitze abschliessenden Deckband begrenzt. Entsprechende Kanäle sind an den Laufschaufeln der letzten Stufe angeordnet. Sie sind einerseits von einer am Laufschaufelende vorgesehenen Deckplatte und andererseits vom Laufschaufelfuss begrenzt. Diese Kanäle sind als Schaufelgitter konzipiert, in welchen die Kühlluft unter Arbeitsabgabe an den Turbinenrotor expandiert. Sie tragen zur Kühlung des Rotors nichts bei. Am Austritt des letzten Laufschaufelkranzes erfolgt für die Kühlluft unmittelbar der Übergang in den Diffusor.
    • Darstellung der Erfindung
  • Die vorliegende Erfindung entstand aus der Aufgabe, durch eine zweckentsprechende Führung sowohl der Rotor- und Schaufelkühlluft als auch der Rotorscheibenkühlluft diese in ihren Austrittsbereichen am Rotorende so in den Diffusor hinein zu lenken, dass ihre Geschwindigkeitsvektoren mit jenem des mittleren Abgasstromes an den genannten Bereichen bezüglich Betrag und Richtung im wesentlichen übereinstimmen. Darüber hinaus soll die Arbeitsfähigkeit der Rotorkühlluft weitgehend ausgenützt werden. Durch diese Führung soll auch der Rotormantel im Bereich der letzten Stufe bei gleicher Rotorkühlluftmenge stärker gekühlt werden als dies bei den bekannten Konstruktionen der Fall ist. Dadurch kann die Scheibenkühlluftmenge reduziert werden, was die Temperaturdifferenzen innerhalb des Rotors und somit die Wärmespannungen verringert, um eine Verlängerung der Lebensdauer des Turbinenrotors zu erzielen.
  • Erfindungsgemäss wird die Aufgabe mit den kennzeichnenden Merkmalen des Patentanspruchs 1 gelöst.
  • Der Erfindungsgegenstand wird im folgenden anhand einiger in der Zeichnung dargestellter Ausführungsbeispiele näher beschrieben.
    • Kurze Beschreibung der Figuren
  • In der Zeichnung stellen dar:
    • Fig. 1
    einen Längsschnitt durch eine Hälfte eines Gasturbinenrotors mit schematischer Darstellung der Beschaufelung,
    Fig. 2 und 3
    Details aus Fig. 1,
    Fig. 4
    ein weiteres Ausführungsbeispiel,
    Fig. 5
    Details aus diesem Ausführungsbeispiel, und die
    Fig. 6
    eine dritte Variante der Erfindung.
  • Fig. 1 zeigt einen Teil eines Turbinenrotors 1, der sich aus geschmiedeten Rotorscheiben 2, 3, 4 zusammensetzt, die entlang an deren Stirnseiten angeschmiedeter Ringe miteinander verschweisst sind. Die Schaufeln der Laufschaufelkränze 5 bis 9 sind auf bekannte Weise mit ihrem Fuss von Doppelhammerkopfprofil in die entsprechend profilierten Schaufelbefestigungsnuten eingesetzt. Zwischen zwei benachbarten Laufschaufelkränzen sind in einem Leitschaufelträger 10 auf ähnliche Weise wie die Laufschaufeln im Rotor Leitschaufeln von Leitschaufelkränzen 11 bis 14 verankert. Da im vorliegenden Zusammenhang unerheblich, sind die Leitschaufelbefestigungen nur schematisch angedeutet.
  • Für die Kühlung des Rotormantels, worunter die äusserte Zone des Rotors mit ihren Befestigungsnuten für die Laufschaufeln und Wärmestausegmente zu verstehen ist, sowie der durch die Treibgastemperatur höchstbeanspruchten Laufschaufeln wird der letzten Stufe des nicht dargestellten Verdichters - er befindet sich rechts des ersten Laufschaufelkranzes 5 der Turbine - der erforderliche Kühlluftstrom entnommen, worauf ihm durch ein zwischen dem Verdichter und der ersten Turbinenstufe angeordnetes Drallschaufelgitter, das in der eingangs erwähnten DE-A-34 24 139 beschrieben ist, eine tangentiale Geschwindigkeitskomponente erteilt wird, die gleich ist der Umfangsgeschwindigkeit der Rotorkühlkanäle. Die Kühlluft tritt also dann mit der Relativgeschwindigkeit Null in Umfangsrichtung gegenüber dem Turbinenrotor im wesentlichen axial, wie durch den Geschwindigkeitspfeil 16 angedeutet, durch eine Reihe von Kühlluftbohrungen 15 in das Kühlkanalsystem der Turbine ein. Ueber die Kühlluftbohrungen 15, die in grosser Zahl über eine kreisringförmige, ebene Stirnfläche 17 vor dem ersten Laufschaufelkranz verteilt vorgesehen sind, gelangt die Kühlluft in eine Ringnut 18, die sich zu ihrem Umfang hin im Querschnitt keilförmig erweitert, und aus dieser durch eine Reihe von unterbrochenen Ringspalten 19 vor dem ersten Laufschaufelkranz 5 und zwischen jeweils zweien der folgenden Laufschaufelkränze sowie durch Kanäle 20 im Bereich der Schaufelfüsse schliesslich in Schaufelfusskanäle 21 des letzten Laufschaufelkranzes 9. Die Ringspalte 19 sind begrenzt durch die Umfangsflächen des Rotormantels und durch unsymmetrische Wärmestausegmente 22, 23, die sich zwischen je zwei Laufschaufelkränzen befinden und den Rotormantel und die Laufschaufelfüsse vor Ueberhitzung durch den Treibgasstrom schützen. Die dem Treibgasstrom ausgesetzte zylindrische Aussenfläche der längeren der beiden unsymmetrischen Wärmestausegmente bilden zusammen mit den beiden Dichtleisten an den Deckbändern der Leitschaufeln 11 - 14 Drosselstellen, um die Verluste im Gasstrom zu minimieren. Für die Laufschaufeln der letzten Stufe mit ihren nahezu axial gerichteten Sägezahnfüssen ist anstatt der vor und hinter den Schaufeln angeordneten Wärmestausegmente 22, 23 ein Kranz von symmetrischen Wärmestausegmenten 24 mit einer eigenen Befestigungsnut im Rotormantel für die Aufnahme ihrer Schaufelfüsse vorgesehen. Ihre Stege 25 sind dann mit irgendwelchen Durchbrüchen 26 für die Kühlluft zu versehen.
  • Die Schaufelfusskanäle 20, 21 können zweckmässig aus zwei Nuten in den jeweils beiden, in Umfangsrichtung aneinanderstossenden Seitenflanken benachbarten Laufschaufeln gebildet sein, die zusammen geschlossene Kanäle ergeben. Bei den nahezu axial gerichteten Schaufelfüssen können diese Kanäle, wie bei den Schaufeln des letzten Laufschaufelkranzes 9, aber auch in den Schaufelnuten selbst vorgesehen sein.
  • Bei Gasturbinen hoher Leistungsdichte werden im allgemeinen die Leit- und Laufschaufeln der am stärksten temperaturbelasteten Stufen, beispielsweise die ersten zwei, als Hohlschaufeln mit Luftkühlung ausgeführt. Für die Laufschaufeln wird die Kühlluft an den Schaufelfüssen aus dem beschriebenen Kühlluftstrom abgezweigt. Da für die Erfindung unwesentlich, sind die Elemente der Schaufelkühlung in Fig. 1 nicht dargestellt.
  • Aus den Schaufelfusskanälen 21 des letzten Laufschaufelkranzes 9 gelangt die Kühlluft in einen Kühlluftschaufelkranz 27, der am Rotorkörper befestigt ist und der knapp innerhalb seines Umfangs ein kegelstumpfförmiges Laufschaufelgitter 28 aufweist, das, über seinen Umfang gleichmässig verteilt, Kühlluftschaufeln 31 aufweist, denen ein Gleichrichterring 29 vorgeschaltet ist, der aus über den ganzen Durchströmquerschnitt verteilten, wabenförmigen Kanälen 30 besteht.
  • Die Fig. 2 zeigt das eingekreiste Detail II von Fig. 1 in grösserem Massstab und die Fig. 3 die Abwicklung des in Fig. 2 eingetragenen Schnittverlaufes III-III in Form einer durch die Kanalmitte gelegten Kegelschale. Der Gleichrichterring 29 hat die Aufgabe, die aus den Schaufelfusskanälen 21 der letzten Laufschaufeln 9 austretenden Kühlluftstrahlen zu homogenisieren, um eine möglichst ablösungsfreie Strömung in den von den Schaufeln 31 begrenzten Kanälen zu erhalten.
  • Der Kühlluftschaufelkranz 27 erfüllt einen Teil der in der Einleitung gestellten Erfindungsaufgabe, indem er die Stromfäden des Kühlluftstromes so umlenkt, dass sich ihre Geschwindigkeitsvektoren auf dem ganzen Umfang der Diffusornabe im wesentlichen mit dem mittleren Geschwindigkeitsvektor des Abgasstromes decken mit der eingangs beschriebenen verlustmindernden Wirkung, indem der energiearmen Grenzschicht an der Diffusornabe Energie zugeführt und ihre Ablösestelle stromabwärts verschoben wird. Gleichzeitig wird die Energie der Rotorkühlluft teilweise zur Arbeitsabgabe an den Rotor ausgenützt.
  • Diese Wirkungen des Kühlluftstromes werden unterstützt durch die zweite erfindungsgemässe Massnahme, die darin besteht, dass auch die zur Kühlung der letzten Rotorscheibe 4 benutzte, aus dem Verdichter abgezweigte Kühlluft, wie die Schaufelkühlluft, geführt in den Diffusor ausströmt. Die Scheibenkühlluft tritt durch zwei in einem äusseren Turbinengehäuseboden 32 vorgesehene Scheibenluftkanäle 33 in einen vom Boden 32 und einem inneren Turbinengehäuseboden 34 begrenzten scheibenförmigen Hohlraum 35 ein, wird, wie durch die Geschwindigkeitspfeile angedeutet, in diesem radial nach innen gegen die Rotorachse umgelenkt und gelangt durch eine Reihe in Achsnähe vorgesehener innerer Scheibenluftkanäle 36 vor die Rotorscheibe 4, wo ihr Hauptteil nach oben abgelenkt und über einen Ringspalt 37 und einen Ringraum 38 durch einen Ringschlitz 39 in die Nabengrenzschicht ausgeblasen wird. Zu der erfindungsgemäss beabsichtigten Einströmung in die Nabengrenzschicht trägt neben der inneren Kontur des Kühlluftschaufelringes 27 auch der konvexgekrümmte Einlaufbereich 40 der Diffusornabe 41 bei, der die ausströmende Scheibenkühlluft zusammen mit der Reaktorkühlluft durch seine Krümmung ansaugt. Die kegelstumpfförmige Mantelfläche 64 des Kühlluftschaufelkranzes 27 ist gegenüber der Rotorachse so geneigt ausgeführt und in der Länge so bemessen, dass der Abgasstrom hinter dem letzten Laufschaufelkranz 9 homogenisiert wird.
  • Ein kleiner Teil der durch den Kanal 36 einströmenden Scheibenkühlluft sperrt das Labyrinth 41 am Lagerschild.
  • Die Fig. 4 und 5 zeigen eine zweite Ausführungsform der Rotorkühlluftführung. Nach dem vorletzten Laufschaufelkranz 43 tritt die Kühlluft über einen rotorfesten Zwischenkanal 44 in ein Schaufelgitter 45 eines rotorfesten Schaufelgitterkranzes 46 ein und aus diesem in ein Schaufelgitter 47 eines leitschaufelfesten Schaufelgitterkranzes 48, aus dem sie in Endkanäle 49 umgelenkt wird. Die Eintrittspartien derselben bestehen aus der vorderen Hälfte 50 eines Schaufelgitters, den Profilnasen, in einem rotorfesten Schaufelgitterkranz 50′, und der Austrittsbereich aus der hinteren Hälfte 51 dieses Schaufelgitters im Kühlluftschaufelkranz 53. Die Endkanäle 49 sind in Fig. 5 parallel zur Rotorachse verlaufend dargestellt, doch wird man sie in der Regel schräg zur Rotorachse verlaufend vorsehen, z.B. unter einem Winkel von 5 - 7°. Die am Rotorende austretende Kühlluft tritt sodann, gemeinsam mit der noch notwendigen Scheibenkühlluft, über den Ringraum 52 am Rotorende über den Einlaufbereich 40 der Diffusornabe in den Abgasstrom ein.
  • Eine weitere Ausführungsform der Erfindung zeigt die Fig. 6. Nach dem vorletzten Laufschaufelkranz 43 wird die Kühlluft im wesentlichen bis zum Ende des Laufschaufelkranzes 9 axial geführt und erst dort durch einen Kühlluftschaufelkranz 63 mit der gewünschten Richtung in den Abgasstrom ausgeblasen. Nach dem vorletzten Laufschaufelkranz 43 durchläuft sie wiederum, wie bei der Ausführung nach Fig. 4, einen Zwischenkanal 54 und ein Schaufelgitter 55 in einem rotorfesten Schaufelgitterkranz 56, ein Schaufelgitter 57 in einem leitschaufelfesten Schaufelgitterkranz 58, sodann einen am letzten Laufschaufelkranz 9 befestigten rotorfesten Schaufelgitterkranz 59, dessen Schaufelgitter 60 aus den vorderen Schaufelhälften besteht, während die hinteren Schaufelhälften das Schaufelgitter 62 im Kühlluftschaufelkranz 63 bilden. Zwischen den beiden Schaufelgittern 60 und 61 erstrecken sich wie bei der Ausführung nach Fig. 4 die Endkanäle 61, und zwar vorzugsweise unter einem Winkel gegen eine Achsparallele geneigt.

Claims (4)

  1. Axial durchströmte Gasturbine, mit Kühleinrichtungen für den Turbinenrotor (1) und seine Laufschaufelkränze (5 - 9), wobei die Kühlluft aus dem Verdichter abgezweigt und auf bekannte Weise durch eine Dralleinrichtung in Umfangsrichtung so beschleunigt wird, dass sie gegenüber Kühlluftbohrungen (15) am Turbinenrotor (1), durch welche die Kühlluft in das Kühlluftführungssystem einströmt, in der Umfangsrichtung die Geschwindigkeit Null hat, wobei für die Kühlluftführung im Bereich der letzten Stufe (9 + 14) Kanäle (26, 21, 28; 44, 45, 47, 50, 49, 51, 52, 39; 54, 55, 57, 60, 61, 62) vorgesehen sind, dadurch gekennzeichnet, dass die geraden Kanäle im Bereich des Leitschaufelkranzes (14) der letzten Stufe im Rotormantel und im Bereich des Laufschaufelkranzes (9) der letzten Stufe in dessen Schaufelfüssen verlaufen, dass stromabwärts der geraden Kanäle des letzten Laufschaufelkranzes (9) ein Kühlluftschaufelgitter (28; 51; 62) in einem am Turbinenrotor (1) befestigten Kühlluftschaufelkranz (27; 53; 63) vorhanden ist, dessen Schaufelkanäle so orientiert sind, dass die Geschwindigkeitsvektoren der in den Diffusor austretenden Kühlluft im wesentlichen mit dem mittleren Geschwindigkeitsvektor der Abgasströmung übereinstimmen, dass der Einlaufbereich (40) der Diffusornabe (42) im Axialschnitt stromlinienförmig profiliert ist, und, dass die kegelstumpfförmige Mantelfläche (64) des Kühlluftschaufelkranzes (27; 53; 63) gegenüber der Rotorachse so geneigt ausgeführt und so bemessen ist, dass der Abgasstrom hinter dem letzten Laufschaufelkranz (9) vergleichmässigt wird.
  2. Gasturbine nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass der Kühlluftkanal im Bereich des letzten Leitschaufelkranzes (14) von einer durch symmetrische Wärmestausegmente (24) abgedeckten Ringnut im Rotorkörper und von Durchbrüchen (26) in den Stegen (25) dieser Wärmestausegmente (24) gebildet wird, dass für die Kühlluftführung im Bereich des letzten Laufschaufelkranzes (9) Schaufelfusskanäle (21) vorgesehen sind, und dass dem Kühlluftschaufelgitter (28) im Kühlluftschaufelkranz (27), in Strömungsrichtung gesehen, ein Gleichrichterring (29) vorgesetzt ist.
  3. Gasturbine nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Kühlluftführung im Bereich des letzten Leitschaufelkranzes (14) aus Zwischenkanälen (54) im Rotormantel, einem rotorfesten Schaufelgitter (55) am Ende dieser Zwischenkanäle und einem Schaufelgitter (57) in einem leitschaufelfesten Schaufelgitterkranz (58) besteht, und dass die Kühlluftführung im Bereich des letzten Laufschaufelkranzes (9) ein Schaufelgitter (60) in einem rotorfesten Schaufelgitterkranz (59) aufweist, welches Schaufelgitter (60) aus den die Schaufelnasen bildenden vorderen Schaufelhälften besteht, ferner Endkanäle (61) in den Schaufelfüssen des letzten Laufschaufelkranzes (9) sowie einen rotorfesten Kühlluftschaufelkranz (63) mit einem Kühlluftschaufelgitter (62), welches aus den hinteren Schaufelhälften besteht.
  4. Gasturbine nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Kühlluftführung im Bereich des letzten Leitschaufelkranzes (14) rotorfeste Zwischenkanäle (44), einen rotorfesten Schaufelgitterkranz (46) mit einem zur Rotorachse hin gerichteten, gekrümmten Schaufelgitter (45) sowie ein zur Rotorachse hin gerichtetes Schaufelgitter (47) in einem leitschaufelfesten Schaufelgitterkranz (48) aufweist, und dass die Kühlluftführung im Bereich des letzten Laufschaufelkranzes (9) ein Schaufelgitter (50) in einem rotorfesten Schaufelgitterkranz (50′) aufweist, welches Schaufelgitter (50) aus den die Schaufelnasen bildenden vorderen Schaufelhälften besteht, ferner Endkanäle (49) im Bereich der Schaufelfüsse des letzten Laufschaufelkranzes (9) und einen rotorfesten Kühlluftschaufelkranz (53) mit einem Kühlluftschaufelgitter (51), welches aus den hinteren Schaufelhälften besteht, ferner gekennzeichnet durch einen Ringraum (52) und einen Ringschlitz (39) zwischen dem Kühlluftschaufelkranz (53) und der Diffusornabe (42).
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