EP0702129B1 - Axialdurchströmte Gasturbine - Google Patents

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EP0702129B1
EP0702129B1 EP95810542A EP95810542A EP0702129B1 EP 0702129 B1 EP0702129 B1 EP 0702129B1 EP 95810542 A EP95810542 A EP 95810542A EP 95810542 A EP95810542 A EP 95810542A EP 0702129 B1 EP0702129 B1 EP 0702129B1
Authority
EP
European Patent Office
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turbine
rotor
cooling air
compressor
drum
Prior art date
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EP95810542A
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EP0702129A2 (de
EP0702129A3 (de
Inventor
Robert Marmilic
René Wälchli
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Alstom SA
Original Assignee
Alstom SA
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Publication date
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Publication of EP0702129A3 publication Critical patent/EP0702129A3/de
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    • 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
    • F01D5/02—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
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/60—Shafts
    • F05D2240/63—Glands for admission or removal of fluids from shafts

Definitions

  • the invention relates to an axially flow-through gas turbine according to Preamble of claim 1, consisting essentially from a multi-stage turbine, which one on drives a common shaft arranged compressor, wherein the shaft part between the turbine and the compressor is a drum.
  • Cooling air is z. B. removed from the compressor end. The the majority of it flows through separate lines and via a swirl grid, which is usually on the same Radius like the rotor cooling channels on the front of the Turbine rotor is located and e.g. known from GB 2 189 845 is in these rotor cooling channels. The smaller part of Cooling air is used to cool the last compressor disc, the Drum and the first turbine disc.
  • EP 0 447 886 describes everything required for rotor cooling Cooling air after the last run of the compressor removed from its hub and immediately with the twist attached to it in the between the rotor drum and drum cover located ring channel passed. It flows up to that Drum labyrinth. The inevitable flows through the labyrinth Leakage amount while the main part of the rotor cooling air in one Swirl grid is guided. There is an acceleration the cooling air while redirecting in the direction of rotation of the rotor. The outflow from the swirl grille takes place almost tangential. The leakage mass flow through the drum labyrinth mixes under the swirl grille in the area of the turbine disc with the cooling air after the swirl grille.
  • the invention tries to avoid all of these disadvantages. It is based on the task of an axially flow Gas turbine of the type mentioned at the beginning to reduce the axial thrust, the effectiveness of blade and disc cooling to improve and even temperature distribution to reach.
  • this is the case of an axially flow-through gas turbine achieved according to the preamble of claim 1, that at least one suction device in the area of the drum labyrinth for the leakage air and part of the cooling air is arranged.
  • the advantages of the invention include that the turbine disk and part of the rotor drum only still be swept by the cooling air. This results in a deeper and above all more even temperature distribution, which has a positive effect on the strength in the rotor-disc transition effect. As with the suction of the leakage air Mixing with the cooling air is also avoided Cooling air is not heated and the swirl of the cooling air remains undisturbed.
  • suction device is off a line exists, which on one side with the Collecting space for the leakage or cooling air and on the other Side with the cooling air extraction annulus in the compressor housing connected is.
  • suction device with the Cooling air devices in connection for the rear turbine stages brought, because by this the extracted air of the cooling air is added for the rear turbine stages and thus is meaningfully used for the process.
  • At least one supply is arranged to the ring channel, which at their respective End has at least one swirl nozzle. This can cooling air is also added to the hot leakage air, so that in this area the air temperature to the allowable Mass is reduced.
  • the cooling air pressure after the Swirl grid chosen so that the usual Labyrinth seal between the turbine disc and the disc cover can be dispensed with, so that the pressure near the window determined by the pressure of the main turbine flow in the gas duct becomes. If the rotor drum labyrinth is damaged will be replaced by the disc labyrinth and through the extraction of the enlarged leakage air a large one Pressure increase on the turbine disc prevented, so that the rotor axial thrust changes only slightly. Even the drum and Disc temperatures remain in the case of a labyrinth clearance increase relatively stable.
  • Exemplary embodiments of the invention are shown in the drawing a single-shaft axially flow-through gas turbine.
  • FIG. 1 that the turbine 1 through which there is an axial flow can be seen essentially from the rotor equipped with blades 2 3 and the blade carrier 5 equipped with guide blades 4.
  • Fig. 1 is only the first axially flow Stage of the turbine 1 shown.
  • the blade carrier 5 is in the Turbine housing 6 suspended.
  • the turbine housing 6 comprises also the collecting space 7 for the compressed combustion air.
  • the combustion air passes from the collecting space 7 into the annular combustion chamber 8, which opens into the turbine inlet.
  • the collecting room 7 flows the compressed air from the diffuser 9 of the Compressor 10.
  • compressor 10 Of compressor 10, only the last one is shown in FIG Stage with the rotor blades 11 and the guide blades 12 shown.
  • the blades of the compressor 10 and the turbine 1 sit on a common shaft 13, the part located between turbine 1 and compressor 10 is designed as a drum 14.
  • the drum 14 is surrounded by a drum cover 15 which connected to the diffuser outer housing 17 via ribs 16 is.
  • the drum cover 15 bounds together on the turbine side with the end face 18 of the turbine rotor 3 a radially extending Wheel side compartment 19.
  • the wheel side space 19 forms the end of an annular channel 20, which runs between the drum 14 and the drum cover 15.
  • This ring channel 20 is one against the drum cover 15 sealing labyrinth seal 21 arranged.
  • swirl nozzles 23 are arranged at its end.
  • the swirl nozzle 23 for the main turbine rotor cooling air is preferably on arranged the same radius as the rotor cooling channels 24 or the inlet opening of the rotor cooling channels 24 while one or more further swirl nozzles 23 in a smaller radial Distance from the main turbine axis are arranged and for admixing cooling air for the front side 18 of the turbine rotor 3 serve.
  • Fig. 2 shows in detail a possible embodiment of the Suction device 25.
  • the ring channel 20 is in the area of the suction devices 25 expanded to two collection rooms 26.
  • the two suction devices 25 here are lines which on the one hand with the collecting spaces 26 of the leakage air and on the other hand with the cooling air extraction annuli 28 in the compressor housing are connected. From the cooling air extraction annulus 28 leads 22a to the cooling system of the rear turbine stages.
  • the arrangement of the collecting rooms 26 in the drum labyrinth 21 is chosen so that the resulting pressure drop between rooms 26 and 28 and the cross sections of the lines 25 result in the required suction air quantities.
  • the suction device 25 can also be trained differently.
  • the compressor-side part of the rotor drum 14 for a small part of the cooling air Feed 27 to the annular channel 20 may be arranged, which at its at least the end facing the annular channel 20 has a swirl nozzle 23.
  • the swirl nozzles 23 are acceleration grids with little curvature of the skeleton line. The admixture of the cooling air in the hot leakage air mass flow leads to that in the compressor-side part the rotor drum 14 the air temperature to an allowable Mass is reduced.
  • FIG 3 shows that only one suction device 25 or more than two suction devices 25 for the leakage or Cooling air can be arranged.
  • the cooling air required for rotor cooling is at the end of the compressor taken.
  • the main part of the rotor cooling air flows via the line 22 and the swirl nozzle 23 into the wheel side space 19.
  • Most of this swirling cooling air flows over the inlet openings located at the same height into the cooling channels 24 of the rotor 3, while a small Share between the turbine disc and the disc cover flows into the gas channel of the turbine 1.
  • Another one Swirl nozzle 23, which is at a smaller radial distance from the main turbine axis as the above Swirl nozzle 23 arranged is, further cooling air is guided into the wheel side space 19.
  • the mixing also takes place the cooling air after the swirl nozzle 23 avoided.
  • the swirl of the Cooling air after the swirl nozzle 23 is no longer through Leakage air affects and there is no heating the cooling air is held by the hotter leakage air; thereby the entry conditions into the rotor cooling system are almost constant, the performance of the cooling air is better and the entry losses in the rotor cooling system are minimized.
  • the cooling air pressure after the swirl grille can now be selected in this way that on the normally between turbine disc and the disk cover arranged labyrinth seal can be. This will reduce the pressure near the window Pressure of the main turbine flow in the gas duct determined.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Description

Technisches Gebiet
Die Erfindung betrifft eine axialdurchströmte Gasturbine gemäss Oberbegriff des Patentanspruchs 1, im wesentlichen bestehend aus einer mehrstufigen Turbine, welche einen auf einer gemeinsamen Welle angeordneten Verdichter antreibt, wobei der zwischen Turbine und Verdichter liegende Wellenteil eine Trommel ist.
Stand der Technik
Derartige Gasturbinen sind bekannt. Die gesamte rotorseitige Kühlluft wird dabei z. B. dem Verdichterende entnommen. Der überwiegende Teil davon strömt durch seperate Leitungen und über ein Drallgitter, welches sich in der Regel auf dem gleichen Radius wie die Rotorkühlkanäle an der Stirnseite des Turbinenrotors befindet und z.B. aus GB 2 189 845 bekannt ist, in diese Rotorkühlkanäle ein. Der kleinere Anteil an Kühlluft dient zur Kühlung der letzten Verdichterscheibe, der Trommel und der ersten Turbinenscheibe.
In EP 0 447 886 wird die gesamte für die Rotorkühlung erforderliche Kühlluft nach der letzten Laufreihe des Verdichters an dessen Nabe entnommen und mit dem ihr anhafteten Drall unmittelbar in den sich zwischen Rotortrommel und Trommelabdekkung befindenden Ringkanal geleitet. Sie strömt bis vor das Trommellabyrinth. Durch das Labyrinth strömt die unvermeidliche Leckmenge, während der Hauptteil der Rotorkühlluft in ein Drallgitter geführt wird. Dort erfolgt eine Beschleunigung der Kühlluft bei gleichzeitiger Umlenkung in Rotordrehrichtung. Die Abströmung aus dem Drallgitter erfolgt dabei nahezu tangential. Der Leckagemassenstrom durch das Trommellabyrinth unter dem Drallgitter mischt sich im Bereich der Turbinenscheibe mit der Kühlluft nach dem Drallgitter.
Bei Gasturbinen mit einem hohen Druckverhältnis tritt hier aber folgendes Problem auf. Da die Luft nach der letzten Verdichterlaufreihe für die Kühlung der Turbinenschaufeln zu heiss ist, muss diese zuerst rückgekühlt werden, bevor sie durch das Drallgitter in die Turbinenrotorkühlluftkanäle gelangt. Der grosse Temperaturunterschied zwischen der Kühlluft und der Labyrinthleckageluft entlang der Rotortrommel führt zu hohen Spannungen im Rotortrommel- und Turbinenscheibenbereich. Ausserdem führt die Mischung der kalten Kühlluft mit der heissen Leckageluft nach dem Drallgitter zu einer unerwünschten Aufheizung der Kühlluft und zur Abschwächung des Dralls.
Um den notwendigen Druck im Rotorkühlluftsystem zu erreichen, ist normalerweise eine Labyrinthdichtung zwischen Turbinenrotorscheibe und Scheibenabdeckung oberhalb des Drallgitters notwendig. Dadurch nimmt bei einer Beschädigung des Trommellabyrinths der Druck entlang der Turbinenscheibe zu und führt zu einer massiven Erhöhung des Rotoraxialschubes.
Darstellung der Erfindung
Die Erfindung versucht, alle diese Nachteile zu vermeiden. Ihr liegt die Aufgabe zugrunde, bei einer axialdurchströmten Gasturbine der eingangs genannten Art den Axialschub zu verringern, die Effektivität der Schaufel- und Scheibenkühlung zu verbessern und eine gleichmässige Temperaturverteilung zu erreichen.
Erfindungsgemäss wird dies bei einer axialdurchströmten Gasturbine gemäss Oberbegriff des Anspruchs 1 dadurch erreicht, dass im Bereich des Trommellabyrinths mindestens eine Absaugvorrichtung für die Leckageluft und einen Teil der Kühlluft angeordnet ist.
Die Vorteile der Erfindung sind unter anderem darin zu sehen, dass die Turbinenscheibe und ein Teil der Rotortrommel nur noch von der Kühlluft bestrichen werden. Daraus ergibt sich eine tiefere und vor allem gleichmässigere Temperaturverteilung, welche sich positiv auf die Festigkeit im Rotor-Scheibenübergang auswirkt. Da mit dem Absaugen der Leckageluft auch ein Mischen mit der Kühlluft vermieden wird, wird die Kühlluft nicht erwärmt und der Drall der Kühlluft bleibt ungestört.
Es ist vorteilhaft, wenn der Ringkanal im Bereich der Absaugvorrichtung zu einem Sammelraum für die Leckage- bzw. Kühlluft erweitert ist, weil dadurch eine bessere Absaugung gewährleistet ist.
Ferner ist es zweckmässig, wenn die Absaugvorrichtung aus einer Leitung besteht, welche auf der einen Seite mit dem Sammelraum für die Leckage- bzw. Kühlluft und auf der anderen Seite mit dem Kühlluftentnahmeringraum im Verdichtergehäuse verbunden ist.
Weiterhin wird mit Vorteil die Absaugvorrichtung mit den Kühllufteinrichtungen für die hinteren Turbinenstufen in Verbindung gebracht, weil dadurch die abgesaugte Luft der Kühlluft für die hinteren Turbinenstufen beigemischt wird und somit für den Prozess sinnvoll weiterverwendet wird.
Es ist zweckmässig, wenn im verdichterseitigen Teil der Rotortrommel für einen Teil der Kühlluft mindestens eine Zuführung zum Ringkanal angeordnet ist, welche an ihrem jeweiligen Ende mindestens eine Dralldüse aufweist. Dadurch kann der heissen Leckageluft ebenfalls Kühlluft zugemischt werden, so dass in diesem Bereich die Lufttemperatur auf das zulässige Mass gesenkt wird.
Schliesslich wird mit Vorteil der Kühlluftdruck nach dem Drallgitter so gewählt, dass auf die normalerweise übliche Labyrinthdichtung zwischen Turbinenscheibe und Scheibenabdeckung verzichtet werden kann, so dass der Druck in Scheibennähe vom Druck des Turbinenhauptstromes im Gaskanal bestimmt wird. Bei einer Beschädigung des Rotortrommellabyrinths wird durch den Wegfall des Scheibenlabyrinths und durch die Absaugung der vergrösserten Leckageluft ein grosser Druckanstieg an der Turbinenscheibe verhindert, sodass sich der Rotoraxialschub nur gering ändert. Auch die Trommel- und Scheibentemperaturen bleiben im Falle einer Labyrinthspielvergrösserung relativ stabil.
Kurze Beschreibung der Zeichnung
In der Zeichnung sind Ausführungsbeispiele der Erfindung anhand einer einwelligen axialdurchströmten Gasturbine dargestellt.
Es zeigen:
Fig. 1
einen Teillängsschnitt der Gasturbine;
Fig. 2
einen vergrösserten Teillängsschnitt im Bereich des Trommellabyrinths und der Absaugvorrichtung;
Fig. 3a-c
drei verschiedene Anordnungsmöglichkeiten der Absaugvorrichtung.
Es sind nur die für das Verständnis der Erfindung wesentlichen Elemente gezeigt. Nicht dargestellt sind von der Anlage beispielsweise das Abgasgehäuse der Gasturbine mit Abgasrohr und Kamin sowie die Eintrittspartien des Verdichterteils. Die Strömungsrichtung der Arbeitsmittel ist mit Pfeilen bezeichnet.
Weg zur Ausführung der Erfindung
Nachfolgend wird die Erfindung anhand der Figuren und anhand von Ausführungsbeispielen näher erläutert.
Fig. 1 ist zu entnehmen, dass die axialdurchströmte Turbine 1 im wesentlichen aus den mit Laufschaufeln 2 bestückten Rotor 3 und dem mit Leitschaufeln 4 bestückten Schaufelträger 5 besteht. In Fig. 1 ist lediglich die erste axialdurchströmte Stufe der Turbine 1 dargestellt. Der Schaufelträger 5 ist im Turbinengehäuse 6 eingehängt. Das Turbinengehäuse 6 umfasst auch den Sammelraum 7 für die verdichtete Brennluft.
Die Brennluft gelangt aus dem Sammelraum 7 in die Ringbrennkammer 8, welche i'n den Turbineneinlass mündet. In den Sammelraum 7 strömt die verdichtete Luft aus dem Diffusor 9 des Verdichters 10. Vom Verdichter 10 ist in Fig. 1 nur die letzte Stufe mit den Laufschaufeln 11 und den Leitschaufeln 12 dargestellt. Die Laufbeschaufelungen des Verdichters 10 und der Turbine 1 sitzen auf einer gemeinsamen Welle 13, deren sich zwischen Turbine 1 und Verdichter 10 befindendes Teil als Trommel 14 ausgebildet ist.
Die Trommel 14 ist von einer Trommelabdeckung 15 umgeben, die über Rippen 16 mit dem Diffusoraussengehäuse 17 verbunden ist. Turbinenseitig begrenzt die Trommelabdeckung 15 zusammen mit der Stirnseite 18 des Turbinenrotors 3 einen radial verlaufenden Radseitenraum 19.
Der Radseitenraum 19 bildet das Ende eines Ringkanales 20, der zwischen der Trommel 14 und der Trommelabdeckung 15 verläuft. In diesem Ringkanal 20 ist eine gegen die Trommelabdeckung 15 dichtende Labyrinthdichtung 21 angeordnet.
In den Radseitenraum 19 mündet eine vom Verdichterende kommende Leitung 22 zur Führung der Turbinenrotorkühlluft. An ihrem Ende sind Dralldüsen 23 angeordnet. Die Dralldüse 23 für die Turbinenrotorhauptkühlluft ist dabei vorzugsweise auf dem gleichen Radius angeordnet wie die Rotorkühlkanäle 24 bzw. die Eintrittsöffnung der Rotorkühlkanäle 24, während eine oder mehrere weitere Dralldüsen 23 in geringerem radialen Abstand von der Turbinenhauptachse angeordnet sind und zur Beimischung von Kühlluft für die Stirnseite 18 des Turbinenrotors 3 dienen.
Im Bereich des Trommellabyrinths 21 sind in diesem Ausführungsbeispiel zwei Absaugvorrichtungen 25 für die Leckageluft und einen Teil der Kühlluft angeordnet.
Fig. 2 zeigt im Detail eine mögliche Ausführungsvariante der Absaugvorrichtung 25. Der Ringkanal 20 ist im Bereich der Absaugvorrichtungen 25 zu zwei Sammelräumen 26 erweitert. Die beiden Absaugvorrichtungen 25 sind hier Leitungen, welche einerseits mit den Sammelräumen 26 der Leckageluft und andererseits mit den Kühlluftentnahmeringräumen 28 im Verdichtergehäuse verbunden sind. Von den Kühlluftentnahmeringräumen 28 führen Leitungen 22a zum Kühlsystem der hinteren Turbinenstufen. Die Anordnung der Sammelräume 26 im Trommellabyrinth 21 wird dabei so gewählt, dass das resultierende Druckgefälle zwischen den Räumen 26 und 28 und die Querschnitte der Leitungen 25 die erforderlichen Absaugeluftmengen ergeben. Selbstverständlich ist die Erfindung nicht auf diese Ausführungsvariante beschränkt, die Absaugvorrichtung 25 kann auch anders ausgebildet sein.
Ausserdem kann zusätzlich im verdichterseitigen Teil der Rotortrommel 14 für einen geringen Teil der Kühlluft noch eine Zuführung 27 zum Ringkanal 20 angeordnet sein, welche an ihrem dem Ringkanal 20 zugewandten Ende ebenfalls mindestens eine Dralldüse 23 aufweist. Bei den Dralldüsen 23 handelt es sich um Beschleunigungsgitter mit geringer Krümmung der Skelettlinie. Die Zumischung der Kühlluft in den heissen Leckageluftmassenstrom führt dazu, dass im verdichterseitigen Teil der Rotortrommel 14 die Lufttemperatur auf ein zulässiges Mass gesenkt wird.
Fig. 3 zeigt, dass auch nur eine Absaugungvorrichtung 25 bzw. mehr als zwei Absaugvorrichtungen 25 für die Leckage- bzw. Kühlluft angeordnet sein können.
Die Wirkungsweise der Erfindung wird nachstehend erläutert: Die für die Rotorkühlung benötigte Kühlluft wird am Verdichterende entnommen. Der Hauptteil der Rotorkühlluft strömt über die Leitung 22 und über die Dralldüse 23 in den Radseitenraum 19. Der grösste Teil dieser drallbehafteten Kühlluft strömt über die sich auf gleicher Höhe befindenden Eintrittsöffnungen in die Kühlkanäle 24 des Rotors 3, während ein geringer Anteil zwischen Turbinenscheibe und Scheibenabdeckung in den Gaskanal der Turbine 1 strömt. Durch eine weitere Dralldüse 23, welche in einem geringeren radialen Abstand von der Turbinenhauptachse als die o.g. Dralldüse 23 angeordnet ist, wird weitere Kühlluft in den Radseitenraum 19 geführt. Diese strömt in Richtung Ringkanal 20 und wird zusammen mit dem aus der anderen Richtung vom Verdichter 10 kommenden, nach der letzten Laufschaufel 11 entnommenen Leckageluftmassenstrom in den im Bereich des Trommellabyrinths 21 angeordneten Absaugvorrichtungen 25 abgesaugt. Selbstverständlich kann der Leckageluftmassenstrom auch an einer anderen Stelle entnommen werden, beispielsweise nach der letzten Leitschaufel 12 des Verdichters 10. Die abgesaugte Luft wird dann auf Grund ihres geringen Druckes beispielsweise der Kühlluft für die hinteren Turbinenstufen beigemischt und somit für den Prozess weiter sinnvoll verwendet.
Dadurch, dass der Leckageluftmassenstrom und ein geringer Teil der durch eine oder mehrere Dralldüsen 23 beigemischten Kühlluft beim Trommellabyrinth 21 abgesaugt wird, wird die Turbinenscheibe und ein Teil der Rotortrommel 14 nur noch von der Kühlluft bestrichen. Das hat den Vorteil einer gleichmässigeren und tieferen Temperaturverteilung, was sich günstig auf die Festigkeit im Rotor-Scheibenbereich auswirkt.
Mit dem Absaugen der Leckageluft wird auch das Mischen mit der Kühlluft nach der Dralldüse 23 vermieden. Der Drall der Kühlluft nach der Dralldüse 23 wird nicht mehr durch die Leckageluft beeinflusst und es findet auch keine Erwärmung der Kühlluft durch die heissere Leckageluft statt; dadurch sind die Eintrittsbedingungen ins Rotorkühlsystem nahezu konstant, die Leistung der Kühlluft ist besser und die Eintrittsverluste in das Rotorkühlsystem werden minimiert.
Der Kühlluftdruck nach dem Drallgitter kann nun so gewählt werden, dass auf die normalerweise zwischen Turbinenscheibe und Scheibenabdeckung angeordnete Labyrinthdichtung verzichtet werden kann. Dadurch wird der Druck in Scheibennähe vom Druck des Turbinenhauptstromes im Gaskanal bestimmt.
Bei einer Beschädigung des Rotortrommellabyrinths 21 wird durch den Wegfall des Scheibenlabyrinths und durch die vergrösserte Leckageluftmenge ein grosser Druckanstieg an der Turbinenscheibe verhindert, sodass sich der Rotoraxialschub nur gering ändert. Die Trommel- und Scheibentemperaturen bleiben im Falle einer Labyrinthspielvergrösserung relativ stabil.
Bezugszeichenliste
1
Turbine
2
Laufschaufel der Turbine
3
Rotor
4
Leitschaufel der Turbine
5
Schaufelträger
6
Turbinengehäuse
7
Sammelraum
8
Ringbrennkammer
9
Diffusor
10
Verdichter
11
Laufschaufel des Verdichters
12
Leitschaufel des Verdichters
13
Welle
14
Trommel
15
Trommelabdeckung
16
Rippen
17
Diffusoraussengehäuse
18
Stirnseite des Turbinenrotors
19
Radseitenraum
20
Ringkanal
21
Labyrinthdichtung
22
Leitungen für Turbinenrotorkühlluft
22a
Leitungen zum Kühlluftsystem der hinteren Turbinenstufen
23
Dralldüse
24
Rotorkühlkanäle
25
Absaugvorrichtung
26
Sammelraum
27
Zuführung für geringen Kühlluftteil
28
Kühlluftentnahmeringraum

Claims (6)

  1. Axialdurchströmte Gasturbine, im wesentlichen bestehend aus einer mehrstufigen Turbine (1), welche einen auf einer gemeinsamen Welle (13) angeordneten Verdichter (10) antreibt,
    bei welcher der zwischen der Turbine (1) und dem Verdichter (10) liegende Wellenteil eine Trommel (14) ist, die von einer Trommelabdeckung (15) unter Bildung eines Ringkanals (20) umgeben ist, wobei im Ringkanal (20) eine gegen die Trommelabdeckung (15) dichtende Labyrinthdichtung (21) angeordnet ist, und die Trommelabdeckung (15) zusammen mit der Stirnseite (18) des Turbinenrotors (3) einen radial verlaufenden Radseitenraum (19) begrenzt,
    bei der mindestens eine separate Leitung (22) zur Führung der Turbinenrotorkühlluft vom Verdichter (10) zur Stirnseite (18) des Turbinenrotors (3) angeordnet ist und die Verbindung zwischen dieser Leitung (22) und dem Radseitenraum (19) über mindestens zwei Dralldüsen (23) erfolgt,
    bei der Kühleinrichtungen (24) für den Turbinenrotor (3) und seine Laufschaufelkränze vorhanden sind und
    die gesamte rotorseitige Kühlluft für die Turbine (1) dem Verdichter (10) im Bereich des Verdichteraustritts entnommen wird,
    dadurch gekennzeichnet, dass im Bereich des Trommellabyrinths (21) mindestens eine Absaugvorrichtung (25) für die Leckageluft und einen Teil der Kühlluft aus dem Radseitenraum (19) angeordnet ist.
  2. Axialdurchströmte Gasturbine nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass der Ringkanal (20) im Bereich der Absaugvorrichtung (25) zu einem Sammelraum (26) für die Leckage- bzw. Kühlluft erweitert ist.
  3. Axialdurchströmte Gasturbine nach Anspruch 1 und 2, dadurch gekennzeichnet, dass die Absaugvorrichtung (25) aus einer Leitung besteht, welche auf der einen Seite mit dem Sammelraum (26) für die Leckage- bzw. Kühlluft und auf der anderen Seite mit dem Kühlluftentnahmeringraum (28) im Verdichtergehäuse verbunden ist.
  4. Axialdurchströmte Gasturbine nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Absaugvorrichtung (25) mit den Kühleinrichtungen (24) der hinteren Turbinenstufen in Verbindung steht.
  5. Axialdurchströmte Gasturbine nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass im verdichterseitigen Teil der Rotortrommel (14) für einen Teil der Kühlluft mindestens eine Zuführung (27) zum Ringkanal (20) angeordnet ist, welche an ihrem jeweiligen Ende mindestens eine Dralldüse (23) aufweist.
  6. Axialdurchströmte Gasturbine nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass der Kühlluftdruck nach dem Drallgitter (23) im Radseitenraum (19) so gewählt wird, dass auf eine Labyrinthdichtung zwischen Turbinenscheibe und Scheibenabdeckung verzichtet werden kann.
EP95810542A 1994-09-19 1995-09-01 Axialdurchströmte Gasturbine Expired - Lifetime EP0702129B1 (de)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE4433289 1994-09-19
DE4433289A DE4433289A1 (de) 1994-09-19 1994-09-19 Axialdurchströmte Gasturbine

Publications (3)

Publication Number Publication Date
EP0702129A2 EP0702129A2 (de) 1996-03-20
EP0702129A3 EP0702129A3 (de) 1998-11-11
EP0702129B1 true EP0702129B1 (de) 2002-06-05

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ID=6528562

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Application Number Title Priority Date Filing Date
EP95810542A Expired - Lifetime EP0702129B1 (de) 1994-09-19 1995-09-01 Axialdurchströmte Gasturbine

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US (1) US5575617A (de)
EP (1) EP0702129B1 (de)
JP (1) JPH08105330A (de)
CN (1) CN1056909C (de)
DE (2) DE4433289A1 (de)

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