EP0704603A2 - Sealing and cooking method for the hot side of a gas turbine shaft - Google Patents

Sealing and cooking method for the hot side of a gas turbine shaft Download PDF

Info

Publication number
EP0704603A2
EP0704603A2 EP95810584A EP95810584A EP0704603A2 EP 0704603 A2 EP0704603 A2 EP 0704603A2 EP 95810584 A EP95810584 A EP 95810584A EP 95810584 A EP95810584 A EP 95810584A EP 0704603 A2 EP0704603 A2 EP 0704603A2
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
air
sealing
cooling air
rotor
exhaust gas
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.)
Withdrawn
Application number
EP95810584A
Other languages
German (de)
French (fr)
Inventor
Alexander Dr. Beeck
Eduard Brühwiler
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.)
ABB AG Germany
Original Assignee
ABB Management AG
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 ABB Management AG filed Critical ABB Management AG
Publication of EP0704603A2 publication Critical patent/EP0704603A2/en
Withdrawn legal-status Critical Current

Links

Images

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
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/02—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages by non-contact sealings, e.g. of labyrinth type
    • F01D11/04—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages by non-contact sealings, e.g. of labyrinth type using sealing fluid, e.g. steam
    • 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

Definitions

  • the invention relates to a method and a device for shaft sealing and for cooling on the exhaust gas side of a thermal turbomachine, in particular a gas turbine with axial flow, according to the preamble of patent claim 1.
  • thermal turbomachines in particular gas turbines with axial flow, essentially consist of the bladed rotor and the vane carrier equipped with guide vanes, which is suspended in the turbine housing.
  • the gas housing Connected to the turbine housing is the gas housing, which is flanged to the turbine housing in modern machines and essentially consists of a hub-side annular inner part and an annular outer part, which delimit the gas diffuser.
  • the inner part and the outer part are connected to one another by a plurality of radial flow ribs arranged uniformly over the circumference.
  • the outlet-side bearing of the turbine rotor is arranged in the cavity within the inner part, that is to say inside the diffuser construction itself.
  • Shaft seals (labyrinth seals, stuffing box) are provided for the contact-free sealing of the rotor bushings through the exhaust housing and to reduce leakage to a reasonable level.
  • compressor air from a certain stage has so far been taken, led to the exhaust housing via a separate line and fed directly into the stuffing box on the exhaust side as sealing air. Part of the air escapes through the seal into the storage room, the rest flows along the wave washer into the hot gas duct.
  • Extracting the air at a high level has the disadvantage that, at full load, highly compressed air is "consumed” without output, which has an unfavorable effect on the efficiency of the gas turbine. If, on the other hand, you switch between different stages, more tapping points on the compressor and switching valves are necessary, so that the costs increase.
  • the rotor cooling air is also extracted from a certain compressor stage in addition to the sealing air and fed into the rotor via a special pipe.
  • the pipeline / rotor transition is made with labyrinth seals sealed.
  • the labyrinth leakage air gets into the vicinity of the warehouse and causes the storage room to heat up. This is undesirable because the storage temperature is limited due to the instruments available, the storage oil and the possibility of inspection.
  • the storage room In addition to the leakage of sealing air and rotor cooling air, the storage room is also warmed up by the heat flow from the exhaust gas flow through the insulation or the support structure. In most machines, the storage room is cooled by natural convection. Also known is the cooling of the storage space by cooling air, which enters through openings in the exhaust gas diffuser and exits through the gap between the cladding and the rib of the exhaust gas housing. With this solution, the supporting structure of the exhaust gas housing does not have a uniform temperature on the circumference, which disadvantageously leads to thermal stresses occurring and / or the bearing no longer being in the center.
  • the invention tries to avoid all of these disadvantages. It is based on the task of developing a sealing and cooling air system on the exhaust side in a thermal turbomachine, in particular an axially flow-through gas turbine, which prevents the entry of the exhaust gas into the storage space with low manufacturing and / or operating costs, which minimizes air leakage in the Allows storage space and with which the storage space temperature can be kept relatively low and in which the supporting structure of the exhaust gas housing has a uniform temperature on the circumference.
  • this is done in a device for performing the above.
  • the method is achieved in that the labyrinth seals are divided at the transition from the rotor cooling air line to the exhaust-side end of the cooled rotor and an intermediate tap with a pipe to the stuffing box for the sealing air is arranged at the dividing point, so that another pipe terminating at the stuffing box for acting as cooling air Ambient air is arranged in the storage room, the stuffing box being divided into two concentric annular spaces for the sealing air and for the cooling air, and the storage space is fed with cooling air from the cooling air ring space and that the storage space is divided in the upper part by means of a hood and in the lower part by means of an oil drip plate is.
  • the amount of sealing air and the sealing air pressure are set to an optimal level by changing the number of labyrinths and the respective gap sizes of the labyrinths, because this allows the leakage air entering the storage room to be kept at a low level and thus prevents undesired storage room heating.
  • cooling channels are arranged between the supporting structure and the insulation in the inner part of the exhaust gas housing along the flow ribs, preferably on both sides at the foot of the flow ribs, which cooling channels have holes on their turbine-side inlet part with the cooling air ring duct of the stuffing box and on their outlet part are connected to the storage room and the cooling air flows through them from the cooling air ring duct.
  • Fig. 1 shows an overview of a partial longitudinal section of a single-shaft axial gas turbine, through which the exhaust side and the last stage of the turbine are shown.
  • the storage area in the exhaust tract is shown in partial longitudinal sections in FIG. 2 and the area of the labyrinth in FIG. 3 is enlarged.
  • the gas turbine with axial flow essentially consists of the rotor 2 equipped with rotor blades 1 and the blade carrier 4 equipped with guide vanes 3, which is suspended in the turbine housing 5.
  • the exhaust gas housing 6 is flanged to the turbine housing 5, in which a plurality of flow ribs 12 are uniformly distributed over the circumference. It can be seen from FIG. 2 that the flow ribs 12 envelop the support ribs 20, which are surrounded by insulation 11.
  • the exhaust gas diffuser 9 is flanged to the exhaust gas housing 6.
  • the outlet-side mounting of the rotor 2 (bearing housing 14, bearing 15) is arranged within the exhaust housing construction. Between the bearing housing 14 and the annular inner part 7 of the exhaust gas housing 6 extends the storage space 16, which is sealed on the turbine side via the stuffing box 18 against the exhaust gas channel 32 and via labyrinth seals 17 against the rotor cooling air.
  • rotor cooling air R is taken from the compressor, not shown here, and through a pipe 19 which, coming from the compressor, leads through one of the passages 8 located at the end of the exhaust tract and extends in the region of the extended machine axis to the exhaust-side shaft end exhaust shaft end introduced into the rotor 2.
  • a leakage L of this air which, according to the prior art, emerges as a whole into the storage space 16 and reaches the surroundings of the bearing 15. This point is usually sealed with labyrinth seals 17.
  • the labyrinth 17 is now subdivided into a labyrinth 17.1 with n1 sealing strips and a gap width s1 and into a labyrinth 17.2 with n2 sealing strips and a gap width s2.
  • a pipe 22 for the sealing air S is arranged in the two labyrinths 17.1 and 17.2, which leads past the bearing housing 14 to the stuffing box 18.
  • Part of the rotor cooling air leakage L is therefore used as sealing air S. So that the sealing air S just has the required pressure, it is removed after part of the seals. This removal reduces the amount of leakage air over the remaining labyrinths, so that only a minimum of air loss and thus a minimum of efficiency loss occurs and the storage room environment is warmed up only slightly.
  • the invention is not limited to the arrangement of a single sealing air line 22.
  • two or more such pipes can be arranged at any possible locations around the bearing housing.
  • FIG. 4 shows an example of the dependence of the mass flow ratios (mass flow m1 of the total rotor cooling air leakage L1 / mass flow m2 of the leakage air L2 actually flowing into the storage space 16) in a divided labyrinth on the ratio of the number of sealing strips (n2 / n1) or on the size ratio the column (s1 / s2).
  • the mass flow ratio m1 / m2 increases with an increase in n2 / n1 and s1 / s2.
  • the amount of sealing air S (m1-m2) and its pressure can therefore be changed by changing the number of sealing strips of the labyrinth seals and by changing the gap sizes.
  • a significant additional advantage of the solution according to the invention is that no separate sealing air supply from the compressor is necessary and that there is also no need for a separate extraction point for the sealing air S in the compressor.
  • the storage space 16 does not heat up too much due to the leakage air and the heat flow from the exhaust gas flow A through the insulation 11 and the support structure 10, which comprises the hub 31 and the support ribs 20, it is cooled (see FIG. 2).
  • the heat entering the storage space 16 is transported outside through the passages 8 in the exhaust gas diffuser 9 by ambient air, which is introduced by a fan 23 through a pipe 24 reaching to the stuffing box 18.
  • the stuffing box 18 is divided into two concentric annular spaces 25, 26, the annular space 25 serving for the sealing air S and the annular space 26 for the storage space cooling air K.
  • the air is distributed evenly over the circumference by the stuffing box 18.
  • the storage space 16 is divided into two parts in the upper part by means of a hood 27 arranged between the bearing housing 14 and the support structure 10, essentially parallel to the support structure 10, and in the lower part by means of an oil drip plate 28, with holes drilled in the stuffing box 18 in the cooling air ring space 26 29 the necessary amount of cooling air in the two parts of the storage room 16 is determined.
  • the support structure 10 can thus be cooled in a targeted and uniform manner on the circumference.
  • the surroundings of the bearing housing 14 and the instruments arranged inside the hood 27 are cooled separately.
  • the hood 27 has the task of preventing heat radiation on instruments and bearing housing 14.
  • cold air is brought selectively into the vicinity of the oil wipers 13 in the upper and lower part from the cooling air ring space 26. This ensures that only cold air penetrates into the bearing body 15, in which a small negative pressure should always prevail.
  • cooling channels 30 are also arranged in the support structure 10 here. These cooling channels 30 are located at the foot of the supporting ribs 20 and are fed with air from the cooling air ring space 26 via bores 29. The cooling channels 30 are each preferably arranged on both sides at the foot of the support ribs 20 and serve to dissipate the heat coming from the exhaust gas stream before it enters the hub 31 or the interior.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Sealing Using Fluids, Sealing Without Contact, And Removal Of Oil (AREA)

Abstract

The method for the shaft seal uses blocking air (S) with a higher pressure than that of the exhaust gas (A) in the exhaust gas channel (32). This air is fed into the bush (18) and then into the exhaust gas channel. Rotor cooling air (R) is taken from a compressor stage and fed via a pipe conduit (19) through the exhaust gas side shaft end into the rotor (2). A part of the rotor cooling air leakage is branched off to a part of the labyrinth seals and is used as stop air. In the bearing space (16) ambient air is introduced as cooling air (K), and via the stop bush is sepd. from the stop air, equally distributed on the periphery and transported outwards through passages (8) in the exhaust gas diffusor (9).

Description

Technisches GebietTechnical field

Die Erfindung betrifft ein Verfahren und eine Vorrichtung zur Wellendichtung und zur Kühlung auf der Abgasseite einer thermischen Turbomaschine, insbesondere axialdurchströmten Gasturbine gemäss Oberbegriff des Patentanspruches 1.The invention relates to a method and a device for shaft sealing and for cooling on the exhaust gas side of a thermal turbomachine, in particular a gas turbine with axial flow, according to the preamble of patent claim 1.

Stand der TechnikState of the art

Thermische Turbomaschinen, insbesondere axialdurchströmte Gasturbinen, bestehen bekanntermassen im wesentlichen aus dem beschaufelten Rotor und dem mit Leitschaufeln bestückten Schaufelträger, der im Turbinengehäuse eingehängt ist. An das Turbinengehäuse schliesst sich das Angasgehäuse an, das bei modernen Maschinen am Turbinengehäuse angeflanscht ist und im wesentlichen aus einem nabenseitigen ringförmigen Innenteil und einem ringförmigen Aussenteil, welche den Angasdiffusor begrenzen, besteht. Das Innenteil und das Aussenteil sind durch mehrere, gleichmässig über den Umfang angeordnete radiale Strömungsrippen miteinander verbunden. Im Hohlraum innerhalb des Innenteils, also innerhalb der Diffusorkonstruktion selbst, ist die austrittsseitige Lagerung des Turbinenläufers angeordnet.It is known that thermal turbomachines, in particular gas turbines with axial flow, essentially consist of the bladed rotor and the vane carrier equipped with guide vanes, which is suspended in the turbine housing. Connected to the turbine housing is the gas housing, which is flanged to the turbine housing in modern machines and essentially consists of a hub-side annular inner part and an annular outer part, which delimit the gas diffuser. The inner part and the outer part are connected to one another by a plurality of radial flow ribs arranged uniformly over the circumference. The outlet-side bearing of the turbine rotor is arranged in the cavity within the inner part, that is to say inside the diffuser construction itself.

Zwecks berührungsfreier Abdichtung der Durchführungen des Rotors durch das Abgasgehäuse und Reduktion der Leckage auf ein sinnvolles Mass sind Wellendichtungen (Labyrinthdichtungen, Stopfbüchse) vorhanden.Shaft seals (labyrinth seals, stuffing box) are provided for the contact-free sealing of the rotor bushings through the exhaust housing and to reduce leakage to a reasonable level.

Um zu verhindern, dass heisse Abgase in den Lagerraum eindringen können, wird bisher Kompressorluft einer bestimmten Stufe entnommen, über eine separate Leitung zum Abgasgehäuse geführt und als Sperrluft direkt in die Stopfbüchse auf der Abgasseite eingespeist. Ein Teil der Luft entweicht durch die Dichtung in den Lagerraum, der Rest strömt an der Wellenscheibe entlang in den Heissgaskanal.In order to prevent hot exhaust gases from entering the storage room, compressor air from a certain stage has so far been taken, led to the exhaust housing via a separate line and fed directly into the stuffing box on the exhaust side as sealing air. Part of the air escapes through the seal into the storage room, the rest flows along the wave washer into the hot gas duct.

Wird bei einer Gasturbine ein Verdichter mit einer oder mehreren variablen Leitschaufeln verwendet und sind diese Leitschaufeln im Teillastbereich um einen bestimmten Betrag geschlossen, so bewirkt dies einen tieferen Druck bei der Entnahmestelle der Sperrluft gegenüber dem Druck bei Vollastbetrieb. Damit in jedem Betriebszustand genügend Sperrluftdruck vorhanden ist, muss deshalb entweder bei einer hohen Stufe Luft entnommen werden, bei der immer genügend Druck herrscht, oder es muss zwischen verschieden Stufen umgeschaltet werden.If a compressor with one or more variable guide vanes is used in a gas turbine and these guide vanes are closed by a certain amount in the partial load range, this results in a lower pressure at the point of removal of the sealing air compared to the pressure at full load operation. To ensure that there is sufficient sealing air pressure in every operating state, air must either be extracted at a high level, at which there is always sufficient pressure, or it must be switched between different levels.

Die Entnahme der Luft bei einer hohen Stufe hat den Nachteil, dass bei Vollast hoch verdichtete Luft ohne Leistungsabgabe "verbraucht" wird, was sich ungünstig auf den Wirkungsgrad der Gasturbine auswirkt. Wird dagegen zwischen verschiedenen Stufen umgeschaltet, so sind mehr Entnahmestellen am Verdichter und Umschaltventile notwendig, so dass die Kosten steigen.Extracting the air at a high level has the disadvantage that, at full load, highly compressed air is "consumed" without output, which has an unfavorable effect on the efficiency of the gas turbine. If, on the other hand, you switch between different stages, more tapping points on the compressor and switching valves are necessary, so that the costs increase.

Falls Kühlluft durch das abgasseitige Wellenende in den Rotor eingebracht werden muss, wird neben der Sperrluft auch die Rotorkühlluft einer bestimmten Kompressorstufe entnommen und über eine spezielle Rohrleitung in den Rotor eingespeist. Der Übergang Rohrleitung/Rotor wird dabei mit Labyrinthdichtungen abgedichtet. Die Labyrinth-Leckageluft gelangt in die Umgebung des Lagers und führt zu einer Aufheizung des Lagerraumes. Das ist unerwünscht, weil die Lagertemperatur wegen der vorhandenen Instrumente, dem Lageröl und der Möglichkeit einer Begehung begrenzt ist.If cooling air has to be introduced into the rotor through the exhaust-side shaft end, the rotor cooling air is also extracted from a certain compressor stage in addition to the sealing air and fed into the rotor via a special pipe. The pipeline / rotor transition is made with labyrinth seals sealed. The labyrinth leakage air gets into the vicinity of the warehouse and causes the storage room to heat up. This is undesirable because the storage temperature is limited due to the instruments available, the storage oil and the possibility of inspection.

Neben der Leckage von Sperrluft und Rotorkühlluft wird der Lagerraum auch noch durch den Wärmefluss aus dem Abgasstrom durch die Isolation bzw. die Tragstruktur aufgewärmt. Die Kühlung des Lagerraumes erfolgt bei den meisten Maschinen durch natürliche Konvektion. Bekannt ist auch die Kühlung des Lagerraumes durch Kühlluft, welche durch Öffnungen im Abgasdiffusor eintritt und durch den Spalt zwischen Verkleidung und Rippe des Abgasgehäuses austritt. Die Tragstruktur des Abgasgehäuses weist bei dieser Lösung keine gleichmässige Temperatur am Umfang auf, was nachteilig dazu führt, dass Wärmespannungen auftreten und/oder das Lager nicht mehr mittig ist.In addition to the leakage of sealing air and rotor cooling air, the storage room is also warmed up by the heat flow from the exhaust gas flow through the insulation or the support structure. In most machines, the storage room is cooled by natural convection. Also known is the cooling of the storage space by cooling air, which enters through openings in the exhaust gas diffuser and exits through the gap between the cladding and the rib of the exhaust gas housing. With this solution, the supporting structure of the exhaust gas housing does not have a uniform temperature on the circumference, which disadvantageously leads to thermal stresses occurring and / or the bearing no longer being in the center.

Darstellung der ErfindungPresentation of the invention

Die Erfindung versucht, alle diese Nachteile zu vermeiden. Ihr liegt die Aufgabe zugrunde, bei einer thermischen Turbomaschine, insbesondere einer axialdurchströmten Gasturbine ein Sperr- und Kühlluftsystem auf der Abgasseite zu entwikkeln, welches mit geringen Fabrikations- und/oder Betriebskosten den Eintritt des Abgases in den Lagerraum verhindert, welches möglichst wenig Luftleckage in den Lagerraum zulässt und mit dem relativ einfach die Lagerraumtemperatur genügend tief gehalten werden kann und bei dem die Tragstruktur des Abgasgehäuses am Umfang eine gleichmässige Temperatur aufweist.The invention tries to avoid all of these disadvantages. It is based on the task of developing a sealing and cooling air system on the exhaust side in a thermal turbomachine, in particular an axially flow-through gas turbine, which prevents the entry of the exhaust gas into the storage space with low manufacturing and / or operating costs, which minimizes air leakage in the Allows storage space and with which the storage space temperature can be kept relatively low and in which the supporting structure of the exhaust gas housing has a uniform temperature on the circumference.

Erfindungsgemäss wird dies bei einem Verfahren zur Wellendichtung zwischen rotierender Welle und Abgasgehäuse sowie zur Kühlung des Rotors und des Lagerraumes auf der Abgasseite einer thermischen Turbomaschine, insbesondere einer axialdurchströmten Gasturbine, bei der die austrittsseitige Lagerung der Turbinenwelle innerhalb der Abgasgehäusekonstruktion erfolgt und zur Abdichtung Labyrinthdichtungen und Stopfbüchse verwendet werden, wobei zur Wellendichtung Sperrluft mit einem höheren Druck als der Druck des Abgases im Abgaskanal in die Stopfbüchse und anschliessend in den Abgaskanal geleitet wird, und bei der die Rotorkühlluft einer Verdichterstufe entnommen und über eine Rohrleitung durch das abgasseitige Wellenende in den Rotor eingespeist wird, dadurch erreicht, dass ein Teil der Rotorkühlluftleckage nach einem Teil der Labyrinthdichtungen abgezweigt und als Sperrluft verwendet wird und dass in den Lagerraum Umgebungsluft als Kühlluft eingebracht wird, welche über die Stopfbüchse gleichmässig am Umfang verteilt und durch Durchgänge im Abgasdiffusor nach aussen transportiert wird.This is according to the invention in a method for shaft sealing between the rotating shaft and the exhaust housing and for cooling the rotor and the storage space on the exhaust gas side of a thermal turbomachine, in particular an axially flow-through gas turbine, in which the turbine shaft is supported on the outlet side within the exhaust gas housing construction and for sealing labyrinth seals and stuffing box are used, sealing air being used to seal the shaft at a higher pressure than the pressure of the exhaust gas in the exhaust duct into the stuffing box and then into the exhaust duct, and in which the rotor cooling air is taken from a compressor stage and fed through a pipe through the exhaust-side shaft end into the rotor, thereby achieving that part of the rotor cooling air leakage after part of the labyrinth seals branched off and used as sealing air and that ambient air is introduced into the storage space as cooling air, which is distributed evenly over the circumference via the stuffing box and transported to the outside through passages in the exhaust gas diffuser.

Erfindungsgemäss wird dies bei einer Vorrichtung zur Durchführung des o.g. Verfahrens dadurch erreicht, dass die Labyrinthdichtungen beim Übergang von der Rotorkühlluftleitung zum abgasseitigen Ende des gekühlten Rotors geteilt sind und an der Teilungsstelle eine Zwischenabzapfung mit einer zur Stopfbüchse gehenden Rohrleitung für die Sperrluft angeordnet ist, dass eine weitere an der Stopfbüchse endende Rohrleitung für als Kühlluft wirkende Umgebungsluft im Lagerraum angeordnet ist, wobei die Stopfbüchse in zwei konzentrische Ringräume für die Sperrluft und für die Kühlluft geteilt ist und der Lagerraum über Bohrungen aus dem Kühlluftringraum mit Kühlluft gespeist wird und dass der Lagerraum im Oberteil mittels einer Haube und im Unterteil mittels eines Öltropfbleches unterteilt ist.According to the invention, this is done in a device for performing the above. The method is achieved in that the labyrinth seals are divided at the transition from the rotor cooling air line to the exhaust-side end of the cooled rotor and an intermediate tap with a pipe to the stuffing box for the sealing air is arranged at the dividing point, so that another pipe terminating at the stuffing box for acting as cooling air Ambient air is arranged in the storage room, the stuffing box being divided into two concentric annular spaces for the sealing air and for the cooling air, and the storage space is fed with cooling air from the cooling air ring space and that the storage space is divided in the upper part by means of a hood and in the lower part by means of an oil drip plate is.

Die Vorteile der Erfindung sind unter anderem darin zu sehen, dass eine separate Entnahmestelle im Verdichter für die Sperrluft und demzufolge auch eine separate Sperrluftzuführung nicht mehr nötig sind, dass die Leckageluftmengen in den Lagerraum minimal sind und dass eine gleichmässige Kühlung am Umfang für die Tragstruktur, das Lager und den Ölabstreifer erreicht wird, so dass der Wirkungsgrad der Anlage erhöht wird.The advantages of the invention can be seen, inter alia, in the fact that a separate extraction point in the compressor for the sealing air and consequently also a separate sealing air supply it is no longer necessary that the leakage air quantities in the storage room are minimal and that uniform cooling is achieved on the circumference for the support structure, the bearing and the oil wiper, so that the efficiency of the system is increased.

Es ist besonders zweckmässig, wenn die Sperrluftmenge und der Sperrluftdruck durch Veränderung der Labyrinthenanzahl und der jeweiligen Spaltgrössen der Labyrinthe auf ein optimales Mass eingestellt werden, weil dadurch die in den Lagerraum eintretende Leckageluft auf einem geringen Niveau gehalten werden kann und somit keine unerwünschte Lagerraumaufheizung stattfindet.It is particularly expedient if the amount of sealing air and the sealing air pressure are set to an optimal level by changing the number of labyrinths and the respective gap sizes of the labyrinths, because this allows the leakage air entering the storage room to be kept at a low level and thus prevents undesired storage room heating.

Ferner ist es vorteilhaft, wenn zwischen der Tragstruktur und der Isolation im Innenteil des Abgasgehäuses entlang der Strömungsrippen, vorzugsweise beidseitig am Fusse der Strömungsrippen, axial verlaufende Kühlkanäle angeordnet sind, welche über Bohrungen an ihrem turbinenseitigen Eintrittsteil mit dem Kühlluftringkanal der Stopfbüchse und an ihrem Austrittsteil mit dem Lagerraum verbunden sind und von der Kühlluft aus dem Kühlluftringkanal durchströmt werden. Durch den gezielten Einsatz der Kühlluft in den Kanälen wird Luft gespart und es werden grosse Wärmeübergangszahlen erreicht. Es sind keine Strömungshindernisse vorhanden, deshalb wird am Umfang der inneren Gehäusestruktur eine konstante Temperatur erreicht.Furthermore, it is advantageous if axially extending cooling channels are arranged between the supporting structure and the insulation in the inner part of the exhaust gas housing along the flow ribs, preferably on both sides at the foot of the flow ribs, which cooling channels have holes on their turbine-side inlet part with the cooling air ring duct of the stuffing box and on their outlet part are connected to the storage room and the cooling air flows through them from the cooling air ring duct. Through the targeted use of the cooling air in the ducts, air is saved and large numbers of heat transfer are achieved. There are no flow obstacles, so a constant temperature is reached on the circumference of the inner housing structure.

Kurze Beschreibung der ZeichnungBrief description of the drawing

In der Zeichnung sind Ausführungsbeispiele der Erfindung anhand einer einwelligen axialdurchströmten Gasturbine dargestellt.In the drawing, exemplary embodiments of the invention are shown on the basis of a single-shaft gas turbine with axial flow.

Es zeigen:

Fig. 1
einen Längsschnitt des Abgastraktes der Gasturbine (Übersicht);
Fig. 2
einen Teillängsschnitt des Lagerbereiches im Abgastrakt der Gasturbine;
Fig. 3
einen vergrösserten Ausschnitt aus Fig. 2 im Bereich des Labyrinths/Rotorkühlluft zu Rotor;
Fig. 4
die Abhängigkeit der Massenstromverhältnisse bei geteiltem Labyrinth mit Zwischenabzapfung vom Verhältnis der Dichtstreifenanzahl und vom Verhältnis der Labyrinthspaltengrösse;
Fig. 5
einen Teillängsschnitt des Lagerbereiches;
Fig. 6
einen Teilquerschnitt von Fig. 5 im Bereich der Strömungsrippen.
Show it:
Fig. 1
a longitudinal section of the exhaust tract of the gas turbine (overview);
Fig. 2
a partial longitudinal section of the storage area in the exhaust tract of the gas turbine;
Fig. 3
an enlarged section of Figure 2 in the area of the labyrinth / rotor cooling air to rotor.
Fig. 4
the dependence of the mass flow ratios in the case of a divided labyrinth with intermediate tapping on the ratio of the number of sealing strips and on the ratio of the labyrinth column size;
Fig. 5
a partial longitudinal section of the storage area;
Fig. 6
a partial cross section of FIG. 5 in the region of the flow ribs.

Es sind nur die für das Verständnis der Erfindung wesentlichen Elemente gezeigt. Nicht dargestellt sind von der Anlage beispielsweise die Eintrittspartien der Gasturbine sowie der gesamte Verdichterteil. Die Strömungsrichtung der Arbeitsmittel ist mit Pfeilen bezeichnet.Only the elements essential for understanding the invention are shown. The inlet parts of the gas turbine and the entire compressor part are not shown, for example, of the system. The direction of flow of the work equipment is indicated by arrows.

Weg zur Ausführung der ErfindungWay of carrying out the invention

Nachfolgend wird die Erfindung anhand von Ausführungsbeispielen und der Fig. 1 bis 6 näher erläutert.The invention is explained in more detail below on the basis of exemplary embodiments and FIGS. 1 to 6.

Fig. 1 zeigt als Übersicht einen Teillängsschnitt einer einwelligen axialdurchströmten Gasturbine, von der die Abgasseite und die letzte Stufe der Turbine dargestellt sind.Fig. 1 shows an overview of a partial longitudinal section of a single-shaft axial gas turbine, through which the exhaust side and the last stage of the turbine are shown.

Wegen besserer Erkennung der Details sind in Teillängsschnitten in Fig. 2 der Lagerbereich im Abgastrakt und in Fig. 3 der Bereich des Labyrinths vergrössert dargestellt.For better recognition of the details, the storage area in the exhaust tract is shown in partial longitudinal sections in FIG. 2 and the area of the labyrinth in FIG. 3 is enlarged.

Gemäss Fig. 1 besteht die axialdurchströmte Gasturbine im wesentlichen aus dem mit Laufschaufeln 1 bestückten Rotor 2 und den mit Leitschaufeln 3 bestückten Schaufelträger 4, welcher im Turbinengehäuse 5 eingehängt ist. An das Turbinengehäuse 5 ist das Abgasgehäuse 6 angeflanscht, in dem mehrere gleichmässig über den Umfang verteilte Strömungsrippen 12 angeordnet sind. Aus Fig. 2 ist zu entnehmen, dass die Strömungsrippen 12 die Tragrippen 20 umhüllen, welche mit einer Isolation 11 umgeben sind. An das Abgasgehäuse 6 ist der Abgasdiffusor 9 angeflanscht.1, the gas turbine with axial flow essentially consists of the rotor 2 equipped with rotor blades 1 and the blade carrier 4 equipped with guide vanes 3, which is suspended in the turbine housing 5. The exhaust gas housing 6 is flanged to the turbine housing 5, in which a plurality of flow ribs 12 are uniformly distributed over the circumference. It can be seen from FIG. 2 that the flow ribs 12 envelop the support ribs 20, which are surrounded by insulation 11. The exhaust gas diffuser 9 is flanged to the exhaust gas housing 6.

Die austrittsseitige Lagerung des Rotors 2 (Lagergehäuse 14, Lager 15) ist innerhalb der Abgasgehäusekonstruktion angeordnet. Zwischen dem Lagergehäuse 14 und dem ringförmigen Innenteil 7 des Abgasgehäuses 6 erstreckt sich der Lagerraum 16, welcher turbinenseitig über die Stopfbüchse 18 gegen den Abgaskanal 32 und über Labyrinthdichtungen 17 gegen die Rotorkühlluft abgedichtet ist.The outlet-side mounting of the rotor 2 (bearing housing 14, bearing 15) is arranged within the exhaust housing construction. Between the bearing housing 14 and the annular inner part 7 of the exhaust gas housing 6 extends the storage space 16, which is sealed on the turbine side via the stuffing box 18 against the exhaust gas channel 32 and via labyrinth seals 17 against the rotor cooling air.

Zur Kühlung des Rotors 2 wird dem hier nicht dargestellten Verdichter Rotorkühlluft R entnommen und über eine Rohrleitung 19, welche vom Verdichter kommend durch eine der sich am Ende des Abgastraktes befindende Durchgänge 8 führt und im Bereich der verlängerten Maschinenachse bis zum abgasseitigen Wellenende reicht, durch das abgasseitige Wellenende in den Rotor 2 eingebracht. Im Spalt 21 zwischen der Rohrleitung 19 und dem sich drehenden Rotor 2 entsteht eine Leckage L dieser Luft, welche nach dem bisherigen Stand der Technik insgesamt in den Lagerraum 16 austritt und in die Umgebung des Lagers 15 gelangt. Diese Stelle ist üblicherweise mit Labyrinthdichtungen 17 abgedichtet.To cool the rotor 2, rotor cooling air R is taken from the compressor, not shown here, and through a pipe 19 which, coming from the compressor, leads through one of the passages 8 located at the end of the exhaust tract and extends in the region of the extended machine axis to the exhaust-side shaft end exhaust shaft end introduced into the rotor 2. In the gap 21 between the pipeline 19 and the rotating rotor 2 there is a leakage L of this air which, according to the prior art, emerges as a whole into the storage space 16 and reaches the surroundings of the bearing 15. This point is usually sealed with labyrinth seals 17.

In Fig. 3 ist dargestellt, dass erfindungsgemäss das Labyrinth 17 nunmehr unterteilt ist in ein Labyrinth 17.1 mit n1 Dichtstreifen und einer Spaltbreite s1 und in ein Labyrinth 17.2 mit n2 Dichtstreifen und einer Spaltbreite s2. Zwischen den beiden Labyrinthen 17.1 und 17.2 ist eine Rohrleitung 22 für die Sperrluft S angeordnet, welche am Lagergehäuse 14 vorbei zur Stopfbüchse 18 führt. Es wird also ein Teil der Rotorkühlluftleckage L als Sperrluft S verwendet. Damit die Sperrluft S gerade noch den benötigten Druck aufweist, wird diese nach einem Teil der Dichtungen entnommen. Durch diese Entnahme wird die Leckageluftmenge über die restlichen Labyrinthe verringert, so dass nur ein Minimum an Luftverlust und somit ein Minimum an Wirkungsgradverlust auftritt und die Lagerraumumgebung nur geringfügig aufgewärmt wird.3 shows that, according to the invention, the labyrinth 17 is now subdivided into a labyrinth 17.1 with n1 sealing strips and a gap width s1 and into a labyrinth 17.2 with n2 sealing strips and a gap width s2. Between A pipe 22 for the sealing air S is arranged in the two labyrinths 17.1 and 17.2, which leads past the bearing housing 14 to the stuffing box 18. Part of the rotor cooling air leakage L is therefore used as sealing air S. So that the sealing air S just has the required pressure, it is removed after part of the seals. This removal reduces the amount of leakage air over the remaining labyrinths, so that only a minimum of air loss and thus a minimum of efficiency loss occurs and the storage room environment is warmed up only slightly.

Selbstverständlich ist die Erfindung nicht auf die Anordnung einer einzigen Sperrluftleitung 22 beschränkt. Vorteilhafterweise können zwei oder auch mehrere derartige Rohrleitungen an beliebigen möglichen Stellen um das Lagergehäuse herum angeordnet sein.Of course, the invention is not limited to the arrangement of a single sealing air line 22. Advantageously, two or more such pipes can be arranged at any possible locations around the bearing housing.

Fig. 4 zeigt an einem Beispiel die Abhängigkeit der Massenstromverhältnisse (Massenstrom m1 der gesamten Rotorkühlluftleckage L1/Massenstrom m2 der tatsächlich in den Lagerraum 16 einströmenden Leckageluft L2) bei einem geteilten Labyrinth vom Verhältnis der Anzahl der Dichtstreifen (n2/n1) bzw. vom Grössenverhältnis der Spalte (s1/s2). Das Massenstromverhältnis m1/m2 steigt mit Zunahme von n2/n1 und s1/s2 an. Die Menge der Sperrluft S (m1-m2) und ihr Druck können also durch Veränderung der Anzahl der Dichtstreifen der Labyrinthdichtungen und durch Veränderung der Spaltgrössen verändert werden.4 shows an example of the dependence of the mass flow ratios (mass flow m1 of the total rotor cooling air leakage L1 / mass flow m2 of the leakage air L2 actually flowing into the storage space 16) in a divided labyrinth on the ratio of the number of sealing strips (n2 / n1) or on the size ratio the column (s1 / s2). The mass flow ratio m1 / m2 increases with an increase in n2 / n1 and s1 / s2. The amount of sealing air S (m1-m2) and its pressure can therefore be changed by changing the number of sealing strips of the labyrinth seals and by changing the gap sizes.

Ein wesentlicher zusätzlicher Vorteil der erfindungsgemässen Lösung besteht darin, dass keine separate Sperrluftzuführung vom Verdichter notwendig ist und dass auch keine separate Entnahmestelle für die Sperrluft S im Verdichter vorhanden sein muss.A significant additional advantage of the solution according to the invention is that no separate sealing air supply from the compressor is necessary and that there is also no need for a separate extraction point for the sealing air S in the compressor.

Damit sich der Lagerraum 16 nicht zu sehr durch die Leckageluft und durch den Wärmefluss aus dem Abgasstrom A durch die Isolation 11 und die Tragstruktur 10, welche die Nabe 31 und die Tragrippen 20 umfasst, erwärmt, wird er gekühlt (siehe Fig. 2). Die in den Lagerraum 16 eintretende Wärme wird dabei durch Umgebungsluft, welche von einem Ventilator 23 durch ein bis zur Stopfbüchse 18 reichendes Rohr 24 eingebracht wird, durch die Durchgänge 8 im Abgasdiffusor 9 nach aussen transportiert.So that the storage space 16 does not heat up too much due to the leakage air and the heat flow from the exhaust gas flow A through the insulation 11 and the support structure 10, which comprises the hub 31 and the support ribs 20, it is cooled (see FIG. 2). The heat entering the storage space 16 is transported outside through the passages 8 in the exhaust gas diffuser 9 by ambient air, which is introduced by a fan 23 through a pipe 24 reaching to the stuffing box 18.

Die Stopfbüchse 18 ist in zwei konzentrische Ringräume 25, 26 unterteilt, wobei der Ringraum 25 für die Sperrluft S und der Ringraum 26 für die Lagerraum-Kühlluft K dienen. Die Luft wird durch die Stopfbüchse 18 gleichmässig am Umfang verteilt.The stuffing box 18 is divided into two concentric annular spaces 25, 26, the annular space 25 serving for the sealing air S and the annular space 26 for the storage space cooling air K. The air is distributed evenly over the circumference by the stuffing box 18.

Der Lagerraum 16 wird im Oberteil mit Hilfe einer zwischen Lagergehäuse 14 und Tragstruktur 10, im wesentlichen parallel zur Tragstruktur 10 angeordneten Haube 27 und im Unterteil mit Hilfe eines Öltropfbleches 28 in zwei Räume unterteilt, wobei über gezielt in der Stopfbüchse 18 im Kühlluftringraum 26 angebrachte Bohrungen 29 die notwendige Kühlluftmenge in den beiden Teilen des Lagerraumes 16 bestimmt wird. Damit kann die Tragstruktur 10 gezielt und gleichmässig am Umfang gekühlt werden. Gleichzeitig werden die Umgebung des Lagergehäuses 14 und die innerhalb der Haube 27 angeordneten Instrumente separat gekühlt. Desweiteren hat die Haube 27 die Aufgabe, die Wärmestrahlung auf Instrumente und Lagergehäuse 14 zu verhindern.The storage space 16 is divided into two parts in the upper part by means of a hood 27 arranged between the bearing housing 14 and the support structure 10, essentially parallel to the support structure 10, and in the lower part by means of an oil drip plate 28, with holes drilled in the stuffing box 18 in the cooling air ring space 26 29 the necessary amount of cooling air in the two parts of the storage room 16 is determined. The support structure 10 can thus be cooled in a targeted and uniform manner on the circumference. At the same time, the surroundings of the bearing housing 14 and the instruments arranged inside the hood 27 are cooled separately. Furthermore, the hood 27 has the task of preventing heat radiation on instruments and bearing housing 14.

Ebenso wird im Ober- und Unterteil aus dem Kühlluftringraum 26 gezielt kalte Luft in die Nähe der Ölabstreifer 13 gebracht. Damit wird sichergestellt, dass nur kalte Luft in den Lagerkörper 15, in dem stets ein kleiner Unterdruck vorherrschen soll, eindringt.Likewise, cold air is brought selectively into the vicinity of the oil wipers 13 in the upper and lower part from the cooling air ring space 26. This ensures that only cold air penetrates into the bearing body 15, in which a small negative pressure should always prevail.

Die Vorteile dieses kombinierten Sperr- und Kühlsystems bestehen darin, dass eine gesicherte Wärmeabfuhr gewährleistet ist, dass es zu einer gleichmässigen Kühlung am Umfang für Tragstruktur, Lagerkörper und Ölabstreifer kommt, dass durch die Wahl von Grösse und Anzahl der Öffnungen im Kühlluftringraum die Kühlluftströme gezielt eingestellt werden können und dass durch Einsatz der kombinierten Stopfbüchse Kosteneinsparungen möglich sind.The advantages of this combined locking and cooling system are that reliable heat dissipation is guaranteed, that there is even cooling on the circumference for the support structure, bearing body and oil scraper, and that the choice of size and number of openings in the cooling air ring space specifically adjusts the cooling air flows and that using the combined gland can save costs.

Selbstverständlich ist die Erfindung nicht auf das oben beschriebene Ausführungsbeispiel beschränkt. In Fig. 5 und Fig. 6 ist eine weitere Ausführungsvariante der Erfindung dargestellt. Zusätzlich zum oben beschriebenen Ausführungsbeispiel sind hier noch Kühlkanäle 30 in der Tragstruktur 10 angeordnet. Diese Kühlkanäle 30 befinden sich am Fusse der Tragrippen 20 und werden über Bohrungen 29 mit Luft aus dem Kühlluftringraum 26 gespeist. Die Kühlkanäle 30 sind jeweils vorzugsweise beidseitig am Fusse der Tragrippen 20 angeordnet und dienen dazu, die aus dem Abgasstrom kommende Wärme vor dem Eintritt in die Nabe 31 bzw. den Innenraum abzuführen.Of course, the invention is not limited to the exemplary embodiment described above. A further embodiment variant of the invention is shown in FIGS. 5 and 6. In addition to the exemplary embodiment described above, cooling channels 30 are also arranged in the support structure 10 here. These cooling channels 30 are located at the foot of the supporting ribs 20 and are fed with air from the cooling air ring space 26 via bores 29. The cooling channels 30 are each preferably arranged on both sides at the foot of the support ribs 20 and serve to dissipate the heat coming from the exhaust gas stream before it enters the hub 31 or the interior.

Mit dieser Massnahme wird eine exakte Wärmeübergangszahl am Fusse der Strebe erreicht, was eine genaue Wärmeabfuhr bzw. gleichmässige Temperatur bei allen Strömungsrippen 12 garantiert. Weitere Vorteile sind darin zu sehen, dass durch den gezielten Einsatz der Kühlluft in den Kühlkanälen Luft eingespart wird und grosse Wärmeübergangszahlen erreicht werden. Ausserdem wird am Umfang der inneren Gehäusestruktur eine gleiche Temperatur erzielt, da die Luft in Kanälen fliesst und dadurch keine Strömungshindernisse vorhanden sind.With this measure, an exact heat transfer coefficient is achieved at the foot of the strut, which guarantees precise heat dissipation or uniform temperature in all flow fins 12. Further advantages can be seen in the fact that the targeted use of the cooling air in the cooling channels saves air and large numbers of heat transfer are achieved. In addition, an equal temperature is achieved on the circumference of the inner housing structure, since the air flows in channels and therefore there are no flow obstacles.

BezugszeichenlisteReference list

11
LaufschaufelBlade
22nd
Rotorrotor
33rd
Leitschaufelvane
44th
SchaufelträgerShovel carrier
55
TurbinengehäuseTurbine casing
66
AbgasgehäuseExhaust housing
77
Innenteilinner part
88th
DurchgangContinuity
99
AbgasdiffusorExhaust diffuser
1010th
Tragstruktur (Tragrippe und Nabe)Support structure (support rib and hub)
1111
Isolationisolation
1212th
StrömungsrippeFlow rib
1313
ÖlabstreiferOil scraper
1414
LagergehäuseBearing housing
1515
Lagercamp
1616
Lagerraumstorage room
1717th
LabyrinthdichtungLabyrinth seal
1818th
StopfbüchseStuffing box
1919th
Rohrleitung für RotorkühlluftPipe for rotor cooling air
2020th
TragrippeSupport rib
2121
Spalt zwischen Rohrleitung und RotorGap between pipeline and rotor
2222
Rohrleitung für SperrluftPipe for sealing air
2323
Ventilatorfan
2424th
Rohrleitung für LagerraumkühlluftPipeline for storage room cooling air
2525th
Ringraum für SperrluftAnnulus for sealing air
2626
Ringraum für LagerraumkühlluftAnnulus for storage room cooling air
2727
HaubeHood
2828
ÖlabtropfblechOil drainer
2929
BohrungenHoles
3030th
KühlkanalCooling channel
3131
Nabehub
3232
AbgaskanalExhaust duct
AA
AbgasExhaust gas
RR
RotorkühlluftRotor cooling air
LL
RotorkühlluftleckageRotor cooling air leakage
SS
SperrluftSealing air
KK
Lagerraum-KühlluftStorage room cooling air
m1m1
Massenstrom der gesamten RotorkühlluftleckageMass flow of the entire rotor cooling air leakage
m2m2
Massenstrom der tatsächlichen RotorkühlluftleckageMass flow of the actual rotor cooling air leak
m1-m2m1-m2
Massenstrom der SperrluftMass flow of sealing air
s1s1
Spalt des ersten LabyrinthsCrack of the first labyrinth
s2s2
Spalt des zweiten LabyrinthsCrack of the second labyrinth
n1n1
Anzahl der Dichtstreifen des ersten LabyrinthsNumber of sealing strips of the first labyrinth
n2n2
Anzahl der Dichtstreifen des zweiten LabyrinthsNumber of sealing strips of the second labyrinth

Claims (6)

Verfahren zur Wellendichtung und zur Kühlung auf der Abgasseite einer thermischen Turbomaschine, insbesondere einer axialdurchströmten Gasturbine, bei der die austrittsseitige Lagerung des Turbinenrotors (2) innerhalb der Abgasgehäusekonstruktion erfolgt und zur Abdichtung Labyrinthdichtungen (17) und Stopfbüchse (18) verwendet werden, wobei zur Wellendichtung Sperrluft (S) mit einem höheren Druck als der Druck des Abgases (A) im Abgaskanal (32) in die Stopfbüchse (18) und anschliessend in den Abgaskanal (32) geleitet wird, und wobei die Rotorkühlluft (R) einer Verdichterstufe entnommen und über eine Rohrleitung (19) durch das abgasseitige Wellenende in den Rotor (2) eingespeist wird, dadurch gekennzeichnet, dass ein Teil der Rotorkühlluftleckage nach einem Teil der Labyrinthdichtungen abgezweigt und als Sperrluft (S) verwendet wird und dass in den Lagerraum (16) Umgebungsluft als Kühlluft (K) eingebracht, über die Stopfbüchse (18), getrennt von der Sperrluft (S), gleichmässig am Umfang verteilt und durch Durchgänge (8) im Abgasdiffusor (9) nach aussen transportiert wird.Method for shaft sealing and cooling on the exhaust gas side of a thermal turbomachine, in particular an axially flow-through gas turbine, in which the turbine rotor (2) is supported on the outlet side within the exhaust gas housing construction and labyrinth seals (17) and stuffing box (18) are used for sealing, the shaft sealing being used Sealing air (S) with a higher pressure than the pressure of the exhaust gas (A) in the exhaust duct (32) into the stuffing box (18) and then into the exhaust duct (32), and wherein the rotor cooling air (R) is taken from a compressor stage and over a pipeline (19) is fed into the rotor (2) through the exhaust-side shaft end, characterized in that part of the rotor cooling air leak is branched off after part of the labyrinth seals and used as sealing air (S) and that ambient air as Cooling air (K) introduced, evenly over the stuffing box (18), separated from the sealing air (S) is distributed around the circumference and transported to the outside through passages (8) in the exhaust gas diffuser (9). Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Menge und der Druck der Sperrluft (S) durch Veränderung der Anzahl der Dichtstreifen (n1, n2) der Labyrinthdichtungen (17.1, 17.2) und durch Veränderung der jeweiligen Spaltgrössen (s1, s2) der Labyrinthe (17.1, 17.2) eingestellt werden.A method according to claim 1, characterized in that the amount and pressure of the sealing air (S) by changing the number of sealing strips (n1, n2) of the labyrinth seals (17.1, 17.2) and by changing the respective gap sizes (s1, s2) of the labyrinths (17.1, 17.2) can be set. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass Luft aus dem Kühlluftringraum (26) der Stopfbüchse (18) zur Kühlung der Tragrippen (20) verwendet wird.A method according to claim 1, characterized in that air from the cooling air ring space (26) of the gland (18) is used to cool the supporting ribs (20). Vorrichtung zur Durchführung des Verfahrens nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, - dass die Labyrinthdichtungen (17) am abgasseitigen Ende des gekühlten Rotors (2) geteilt sind und an der Teilungsstelle mindestens eine Zwischenabzapfung mit mindestens einer zur Stopfbüchse (18) gehenden Rohrleitung (22) für die Sperrluft (S) angeordnet ist, - dass eine weitere an der Stopfbüchse (18) endende Rohrleitung (24) für als Kühlluft (K) wirkende Umgebungsluft im Lagerraum (16) angeordnet ist, - wobei die Stopfbüchse (18) in zwei konzentrische Ringräume (25, 26) für die Sperrluft (S) und für die Kühlluft (K) geteilt ist und der Kühlluftringraum (26) über Bohrungen (29) mit dem Lagerraum (16) verbunden ist und - dass der Lagerraum (16) im Oberteil mittels einer Haube (27) und im Unterteil mittels eines Öltropfbleches (28) unterteilt ist. Device for carrying out the method according to claim 1, characterized in that - That the labyrinth seals (17) are divided at the exhaust-side end of the cooled rotor (2) and at least one intermediate tap with at least one pipe (22) for the sealing air (S) going to the stuffing box (18) is arranged at the dividing point, - that a further pipe (24) for ambient air acting as cooling air (K) ending in the stuffing box (18) is arranged in the storage room (16), - The stuffing box (18) is divided into two concentric annular spaces (25, 26) for the sealing air (S) and for the cooling air (K) and the cooling air ring space (26) is connected to the storage space (16) via bores (29) and - That the storage space (16) is divided in the upper part by means of a hood (27) and in the lower part by means of an oil drip plate (28). Vorrichtung nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, dass zwischen der Tragstruktur (10) und der Isolation (11) im Innenteil (7) des Abgasgehäuses (6) entlang der Tragrippen (20) axial verlaufende Kühlkanäle (30) angeordnet sind, wobei die Kühlkanäle (30) über Bohrungen (29) an ihrem turbinenseitigen Eintrittsteil mit dem Kühlluftringkanal (26) der Stopfbüchse (18) und an ihrem Austrittsteil mit dem Lagerraum (16) verbunden sind.Apparatus according to claim 4, characterized in that axially extending cooling channels (30) are arranged between the supporting structure (10) and the insulation (11) in the inner part (7) of the exhaust gas housing (6) along the supporting ribs (20), the cooling channels ( 30) are connected via bores (29) on their turbine-side inlet part to the cooling air ring duct (26) of the stuffing box (18) and on their outlet part with the storage space (16). Vorrichtung nach Anspruch 5, gekennzeichnet dadurch, dass die Kühlkanäle (30) beidseitig am Fusse der Tragrippen (20) angeordnet sind.Apparatus according to claim 5, characterized in that the cooling channels (30) are arranged on both sides at the foot of the supporting ribs (20).
EP95810584A 1994-10-01 1995-09-20 Sealing and cooking method for the hot side of a gas turbine shaft Withdrawn EP0704603A2 (en)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE4435322 1994-10-01
DE4435322A DE4435322B4 (en) 1994-10-01 1994-10-01 Method and device for shaft seal and for cooling on the exhaust side of an axial flowed gas turbine

Publications (1)

Publication Number Publication Date
EP0704603A2 true EP0704603A2 (en) 1996-04-03

Family

ID=6529844

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP95810584A Withdrawn EP0704603A2 (en) 1994-10-01 1995-09-20 Sealing and cooking method for the hot side of a gas turbine shaft

Country Status (5)

Country Link
US (1) US5564896A (en)
EP (1) EP0704603A2 (en)
JP (1) JP3768271B2 (en)
CN (1) CN1127327A (en)
DE (1) DE4435322B4 (en)

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2009146785A1 (en) * 2008-06-06 2009-12-10 Uhde Gmbh Sealing the no compressor and the residual gas expander in a nitric acid plant
EP2154348A3 (en) * 2008-08-13 2010-03-31 Cummins Turbo Technologies Limited Engine braking method and system
WO2012141858A1 (en) * 2011-04-12 2012-10-18 Siemens Energy, Inc. Low pressure cooling seal system for a gas turbine engine
EP3023583A1 (en) * 2014-11-20 2016-05-25 Siemens Aktiengesellschaft Gas turbine with the cooling of the last turbine stage

Families Citing this family (47)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP3567065B2 (en) * 1997-07-31 2004-09-15 株式会社東芝 gas turbine
US6267553B1 (en) 1999-06-01 2001-07-31 Joseph C. Burge Gas turbine compressor spool with structural and thermal upgrades
DE50009046D1 (en) * 1999-08-27 2005-01-27 Siemens Ag TURBINE AND METHOD FOR DISCHARGING LEAK FLUID
WO2001038707A1 (en) * 1999-11-26 2001-05-31 Hitachi, Ltd. Gas turbine equipment, gas turbine sealing device, and gas turbine cooling air leakage suppressing method
US6379108B1 (en) * 2000-08-08 2002-04-30 General Electric Company Controlling a rabbet load and air/oil seal temperatures in a turbine
BR0117061B1 (en) * 2001-06-26 2009-12-01 exhaust turbine apparatus.
DE10303088B4 (en) * 2002-02-09 2015-08-20 Alstom Technology Ltd. Exhaust casing of a heat engine
ITTO20020624A1 (en) * 2002-07-16 2004-01-16 Fiatavio Spa HINGE DEVICE OF A ROTATING BODY IN AN AIRCRAFT ENGINE
US20040109756A1 (en) 2002-12-09 2004-06-10 Mitsubishi Heavy Industries Ltd. Gas turbine
CN1302201C (en) * 2003-07-16 2007-02-28 沈阳黎明航空发动机(集团)有限责任公司 Heavy gas turbine
JP4040556B2 (en) * 2003-09-04 2008-01-30 株式会社日立製作所 Gas turbine equipment and cooling air supply method
GB2410982A (en) * 2004-02-14 2005-08-17 Richard Julius Gozdawa Turbomachinery electric generator arrangement with component cooling
US20070022732A1 (en) * 2005-06-22 2007-02-01 General Electric Company Methods and apparatus for operating gas turbine engines
FR2916018B1 (en) * 2007-05-10 2009-08-21 Snecma Propulsion Solide Sa EXHAUST SYSTEM FOR GAS TURBINE
US8157509B2 (en) * 2007-08-23 2012-04-17 General Electric Company Method, system and apparatus for turbine diffuser sealing
US8192151B2 (en) * 2009-04-29 2012-06-05 General Electric Company Turbine engine having cooling gland
JP5357659B2 (en) * 2009-08-11 2013-12-04 三菱重工業株式会社 gas turbine
EP2405103B1 (en) 2009-08-24 2016-05-04 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Split ring cooling structure
JP5250118B2 (en) 2009-12-21 2013-07-31 三菱重工業株式会社 Cooling method and apparatus for single-flow turbine
EP2383440A1 (en) 2010-04-28 2011-11-02 Siemens Aktiengesellschaft Turbine including seal air valve system
US8540482B2 (en) 2010-06-07 2013-09-24 United Technologies Corporation Rotor assembly for gas turbine engine
US8979477B2 (en) * 2011-03-09 2015-03-17 General Electric Company System for cooling and purging exhaust section of gas turbine engine
US8245493B2 (en) 2011-08-25 2012-08-21 General Electric Company Power plant and control method
US9127598B2 (en) 2011-08-25 2015-09-08 General Electric Company Control method for stoichiometric exhaust gas recirculation power plant
US8245492B2 (en) 2011-08-25 2012-08-21 General Electric Company Power plant and method of operation
US8453461B2 (en) 2011-08-25 2013-06-04 General Electric Company Power plant and method of operation
US8453462B2 (en) 2011-08-25 2013-06-04 General Electric Company Method of operating a stoichiometric exhaust gas recirculation power plant
US8713947B2 (en) * 2011-08-25 2014-05-06 General Electric Company Power plant with gas separation system
US8347600B2 (en) 2011-08-25 2013-01-08 General Electric Company Power plant and method of operation
US8205455B2 (en) 2011-08-25 2012-06-26 General Electric Company Power plant and method of operation
US8266913B2 (en) 2011-08-25 2012-09-18 General Electric Company Power plant and method of use
US8266883B2 (en) 2011-08-25 2012-09-18 General Electric Company Power plant start-up method and method of venting the power plant
US20130064638A1 (en) * 2011-09-08 2013-03-14 Moorthi Subramaniyan Boundary Layer Blowing Using Steam Seal Leakage Flow
US9371737B2 (en) * 2012-02-23 2016-06-21 Mitsubishi Hitachi Power Systems, Ltd. Gas turbine
DE102012203144A1 (en) * 2012-02-29 2013-08-29 Siemens Aktiengesellschaft flow machine
US9540942B2 (en) 2012-04-13 2017-01-10 General Electric Company Shaft sealing system for steam turbines
US9410429B2 (en) 2012-11-30 2016-08-09 Pratt & Whitney Canada Corp. Air cooling shaft at bearing interface
CN103089451B (en) * 2013-01-18 2015-01-28 中国科学院工程热物理研究所 Thermal-protection cover
US9856746B2 (en) * 2013-03-14 2018-01-02 United Technologies Corporation Heatshield discourager seal for a gas turbine engine
US10208609B2 (en) 2014-06-09 2019-02-19 General Electric Company Turbine and methods of assembling the same
JP2016125355A (en) * 2014-12-26 2016-07-11 株式会社東芝 Turbine cooling device
CA2989618A1 (en) * 2015-06-15 2016-12-22 8 Rivers Capital, Llc System and method for startup of a power production plant
CN110537041B (en) 2017-03-09 2022-05-24 江森自控科技公司 Back-to-back bearing sealing system
US10513938B2 (en) 2017-04-25 2019-12-24 United Technologies Corporation Intershaft compartment buffering arrangement
CN110608069B (en) * 2018-06-14 2022-03-25 中国联合重型燃气轮机技术有限公司 Method for selecting turbine rim sealing structure
CN109404057B (en) * 2018-10-24 2021-09-07 中国船舶重工集团公司第七0五研究所 Labyrinth seal water path cooling device and method applied to thermoelectric turbine
CN114412594A (en) * 2022-01-25 2022-04-29 中国联合重型燃气轮机技术有限公司 Gas turbine

Family Cites Families (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE1069428B (en) * 1959-11-19 General Motors Corporation, Detroit, Mich. (V. St. A.) Gas turbine with bearing and labyrinth seal
US2463898A (en) * 1944-11-24 1949-03-08 Wright Aeronautical Corp Turbine sealing construction
US2763462A (en) * 1950-01-11 1956-09-18 Gen Motors Corp Turbine casing construction
NL261745A (en) * 1960-03-01
US3528241A (en) * 1969-02-24 1970-09-15 Gen Electric Gas turbine engine lubricant sump vent and circulating system
US3602605A (en) * 1969-09-29 1971-08-31 Westinghouse Electric Corp Cooling system for a gas turbine
US3844110A (en) * 1973-02-26 1974-10-29 Gen Electric Gas turbine engine internal lubricant sump venting and pressurization system
US4086759A (en) * 1976-10-01 1978-05-02 Caterpillar Tractor Co. Gas turbine shaft and bearing assembly
US4217755A (en) * 1978-12-04 1980-08-19 General Motors Corporation Cooling air control valve
US4451200A (en) * 1980-10-08 1984-05-29 Avco Corporation Air and oil cooled bearing package
SU1041712A2 (en) * 1981-02-25 1983-09-15 Предприятие П/Я А-3513 Outlet pipe of steam turbine
US4542623A (en) * 1983-12-23 1985-09-24 United Technologies Corporation Air cooler for providing buffer air to a bearing compartment
US4561246A (en) * 1983-12-23 1985-12-31 United Technologies Corporation Bearing compartment for a gas turbine engine

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
None

Cited By (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2009146785A1 (en) * 2008-06-06 2009-12-10 Uhde Gmbh Sealing the no compressor and the residual gas expander in a nitric acid plant
RU2478568C2 (en) * 2008-06-06 2013-04-10 Уде Гмбх Sealing of no compressor and residual gas expander in nitric acid plant
EP2154348A3 (en) * 2008-08-13 2010-03-31 Cummins Turbo Technologies Limited Engine braking method and system
US8474433B2 (en) 2008-08-13 2013-07-02 Cummins Turbo Technologies Limited Engine braking method and system
US9194304B2 (en) 2008-08-13 2015-11-24 Cummins Turbo Technologies Limited Engine braking method and system
WO2012141858A1 (en) * 2011-04-12 2012-10-18 Siemens Energy, Inc. Low pressure cooling seal system for a gas turbine engine
US8684666B2 (en) 2011-04-12 2014-04-01 Siemens Energy, Inc. Low pressure cooling seal system for a gas turbine engine
EP3023583A1 (en) * 2014-11-20 2016-05-25 Siemens Aktiengesellschaft Gas turbine with the cooling of the last turbine stage
WO2016078980A1 (en) * 2014-11-20 2016-05-26 Siemens Aktiengesellschaft Gas turbine having cooling of the last turbine stage
US10125624B2 (en) 2014-11-20 2018-11-13 Siemens Aktiengesellschaft Gas turbine with cooling of the last turbine stage

Also Published As

Publication number Publication date
JP3768271B2 (en) 2006-04-19
JPH08100674A (en) 1996-04-16
CN1127327A (en) 1996-07-24
US5564896A (en) 1996-10-15
DE4435322A1 (en) 1996-04-04
DE4435322B4 (en) 2005-05-04

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP0704603A2 (en) Sealing and cooking method for the hot side of a gas turbine shaft
DE10303088B4 (en) Exhaust casing of a heat engine
EP1173664B1 (en) Cooling air system
DE3447740C2 (en) Gas turbine engine
DE3447717C2 (en) Blower engine with axial flow
DE60203959T2 (en) Air-cooled exhaust gas housing for a gas turbine
EP0991850B1 (en) Internally cooled steam turbine shaft and method for cooling the same
EP0491966B1 (en) Support device of a thermal turbomachine
DE112012005939B4 (en) Gas turbine
DE102011054388A1 (en) Inducer for a gas turbine system
EP0447886A1 (en) Axial flow gas turbine
EP1418319A1 (en) Gas turbine
DE3627306A1 (en) DEVICE FOR VENTILATING ROTOR COMPONENTS FOR COMPRESSORS OF GAS TURBINE ENGINE PLANTS
EP0591565A1 (en) Stator blade fastening for axial through-flow turbomachines
WO2006120204A1 (en) Combustion chamber wall, gas turbine installation and process for starting or shutting down a gas turbine installation
EP1222400A1 (en) Method and device for the indirect cooling of a flow regime in radial slits formed between the rotors and stators of turbomachines
EP0702129A2 (en) Cooling the rotor of an axial gasturbine
WO1998013584A1 (en) Method of compensating pressure loss in a cooling air guide system in a gas turbine plant
DE4232385A1 (en) Gas turbine with flanged exhaust housing
DE19652754A1 (en) Exhaust gas supercharger
EP2730744B1 (en) Exhaust gas turbo charger
US5167123A (en) Flow condensing diffusers for saturated vapor applications
EP1654440B1 (en) Gas turbine having a sealing element in the area of the vane ring or of the moving blade ring of the turbine part
DE19757945B4 (en) Rotor for thermal turbomachinery
WO2001029425A1 (en) Method and device for cooling the flow in the radial gaps formed between rotors and stators of turbine-type machines

Legal Events

Date Code Title Description
PUAI Public reference made under article 153(3) epc to a published international application that has entered the european phase

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009012

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: A2

Designated state(s): DE FR GB

RAP1 Party data changed (applicant data changed or rights of an application transferred)

Owner name: ASEA BROWN BOVERI AG

STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: THE APPLICATION HAS BEEN WITHDRAWN

18W Application withdrawn

Withdrawal date: 19980220