EP0799971B1 - Thermal barrier for turbine rotor - Google Patents
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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
Definitions
- the invention relates to the field of power plant technology. It relates to a device for the thermal insulation of compressor rotors thermal turbomachinery, which in particular is applicable for the high pressure compressor sections.
- a liquid-cooled rotor is known from DE 972 310 C. This is used for gas turbines that operate at high Temperatures are operated. This runner is single Rings assembled that support the blades. In order to seal the inside of the rotor outwards, they are Blade rings outside of their clamping by in the axial direction resilient ring body connected together. This bouncy Ring bodies can have a U-shape, for example, in which the legs of the cross section at the open end so are well approximated that the travel is approximately equal to that axial thermal expansion of the rotor. This ensures that no coolant or steam can escape can.
- a turbomachine drum rotor is known from DE-AS 1 068 274, with the radial one open between the rows of blades Ring grooves of small axial width and different Are inserted deep into the drum. This is supposed to deflect favorably influenced by the wave, i.e. a curvature of the Wave can be avoided.
- the invention tries to avoid all of these disadvantages. It is based on the task of a device for thermal insulation of the compressor rotor of a thermal machine create which is easy to carry out and which one adequate protection of the rotor against excessive heat is made possible without the use of heat accumulation segments.
- this is the case with one with several rows Blades equipped compressor rotor of thermal turbo machines, which is around an axis in one of one hot Medium through which the flow channel rotates, being in the rotor several circumferential cavities are provided near the surface are, which each have a separation gap with the flow channel are connected and which each between the Blade rows are arranged, achieved by each of the Cavities have a circular cross-sectional area and that the axial extent of said cavities is approximately as large as the axial distance between two neighboring ones Cavities.
- the advantage of the invention is that with very simple Average thermal insulation can be achieved. To have to no additional expensive heat accumulation segments used become. It can save the time for assembling these elements become.
- the flow channel is opposite previously known prior art more space available, so that the machine can work more effectively.
- the separation gap which connects the heat-insulating, cavity arranged near the surface of the rotor with the surface of the rotor and thus the flow channel produces, an expansion of the rotor surface is easy possible. Due to the circular cross-sectional area of the cavities their notch effect is minimized.
- Fig. 1 shows schematically in a partial longitudinal section a gas turbine system. It essentially consists of one a common shaft 1 arranged compressor 2 and one Turbine 3, wherein between the compressor 2 and the turbine 3 a combustion chamber 4 is provided.
- the combustion chamber 4 is here an annular combustion chamber. Only the last of compressor 2 Rows of the blades 6 arranged in the rotor 5 and in the Blade carrier 7 shown guide vanes 8 shown, while from turbine 3 only the first rows in the rotor 5 arranged turbine blades 9 and those in the turbine blade carrier 10 suspended turbine guide vanes 11 shown are.
- the inlet parts of the compressor 3, the Exhaust casing and the chimney of the turbine are not in Fig. 1 shown.
- Adequate thermal insulation is intended with the present invention of the rotor 5 of the compressor part, in particular the High pressure compressor sections can be achieved. In this area the temperature stress of the rotor 5 is not so extremely high as in the turbine area.
- FIG. 2 shows an embodiment variant of the invention.
- the Cavities 13 are arranged, between each of which here Blade row, not shown, is arranged.
- the Cavities 13 each have a circular cross-sectional area on and are each with a separation gap 14 with connected to the flow channel 15.
- the separation gap 14 allows an expansion of the surface when the compressor is loaded 2 with the hot compressed air and guaranteed thus the compressor 2 runs correctly.
- the axial extension d of the cavity 13 compared to the axial Distance s between two adjacent cavities 13 relative be large, because otherwise there would be insufficient thermal insulation is guaranteed.
- the axial extent d the cavity 13 should not be chosen too large, because otherwise Strength problems would occur in the rotor and moreover there is not enough space to dig the blades would be present.
- the axial extent d of each circumferential cavity 13 is therefore advantageous about as large as the distance s between two neighboring ones Cavities 13.
- This web between the cavities 13 has compared to the Surface a reduced cross-section for braking the heat flow.
Description
Die Erfindung bezieht sich auf das Gebiet der Kraftwerkstechnik. Sie betrifft eine Vorrichtung zur Wärmedämmung von Verdichterrotoren thermischer Turbomaschinen, welche insbesondere für die Hochdruckverdichterpartien anwendbar ist.The invention relates to the field of power plant technology. It relates to a device for the thermal insulation of compressor rotors thermal turbomachinery, which in particular is applicable for the high pressure compressor sections.
Es ist bekannt, die von den Schaufeln nicht bedeckten Flächen des Rotors von Gasturbinen mittels sogenannter Wärmestausegmente vor zu grosser Wärmeeinwirkung durch die heissen Brenngase zu schützen. Die Wärmestausegmente werden mit ihren Füssen in Umfangsnuten zwischen den Laufschaufeln eingeschoben und arretiert. Ihre nach aussen gerichteten Flächen werden im Inneren der Segmente meist gekühlt, so dass der Rotor während des Betriebes keiner zu grossen Hitze ausgesetzt ist. Nachteilig an diesem Stand der Technik ist, dass einerseits bei der Montage der Maschine das Einschieben und Arretieren bzw. bei der Demontage der Maschine das Lösen und Herausschieben der Wärmestausegmente recht langwierige Prozesse darstellen und andererseits die Wärmestausegmente viel Platz benötigen.It is known the areas not covered by the blades the rotor of gas turbines using so-called heat accumulation segments from excessive heat from the hot fuel gases to protect. The heat accumulation segments are with their feet inserted in circumferential grooves between the blades and locked. Your outward facing surfaces will be in Inside of the segments mostly cooled, so that the rotor during is not exposed to excessive heat during operation. adversely at this state of the art is that on the one hand assembly and insertion or locking or when disassembling the machine, loosening and pushing out the heat accumulation segments represent quite lengthy processes and on the other hand the heat accumulation segments require a lot of space.
Am Verdichterrotor waren bisher keine Wärmestausegmente notwendig, weil die Druckverhältnisse dort relativ moderat waren (z.B. 15 bar) und dadurch die Temperaturen im Verdichter nicht extrem hoch waren. Dadurch traten keine Festigkeitsprobleme mit dem Rotormaterial auf.So far, no heat accumulation segments were necessary on the compressor rotor, because the pressure conditions there were relatively moderate (e.g. 15 bar) and therefore the temperatures in the compressor were not extremely high. As a result, there were no strength problems with the rotor material.
Durch die heutigen hohen wirtschaftlichen und ökologischen Anforderungen strebt man aber in modernen thermischen Turbomaschinen, beispielsweise Gasturbinen, zu immer höheren Wirkungsgraden, was unter anderem auch zu höheren Druck- und Temperaturverhältnissen im Verdichter führt. Beispielsweise werden heutzutage Drücke in Höhe von 30 bar realisiert. Diese sind ohne Gegenmassnahmen nur mit teurem temperaturbeständigen Material zu realisieren.Due to today's high economic and ecological But you strive for requirements in modern thermal turbomachinery, for example gas turbines, to ever higher efficiencies, which among other things also leads to higher pressure and Temperature conditions in the compressor. For example Nowadays pressures of 30 bar are realized. This are only temperature-resistant without countermeasures To realize material.
Aus DE 972 310 C ist ein flüssigkeitsgekühlter Läufer bekannt. Dieser wird für Gasturbinen eingesetzt, welche bei hohen Temperaturen betrieben werden. Dieser Läufer ist aus einzelnen Ringen zusammengesetzt, die die Schaufeln tragen. Zwecks Abdichtung des Läuferinnern nach aussen sind die Schaufelringe ausserhalb ihrer Einspannung durch in Achsrichtung federnde Ringkörper miteinander verbunden. Diese federnden Ringkörper können beispielsweise eine U-Form besitzen, bei welcher die Schenkel des Querschnittes am offenen Ende so weit genähert sind, dass der Federweg annähernd gleich der axialen Wärmedehnung des Läufers ist. Dadurch wird gewährleistet, dass keine Kühlflüssigkeit oder Dampf nach aussen dringen können.A liquid-cooled rotor is known from DE 972 310 C. This is used for gas turbines that operate at high Temperatures are operated. This runner is single Rings assembled that support the blades. In order to seal the inside of the rotor outwards, they are Blade rings outside of their clamping by in the axial direction resilient ring body connected together. This bouncy Ring bodies can have a U-shape, for example, in which the legs of the cross section at the open end so are well approximated that the travel is approximately equal to that axial thermal expansion of the rotor. This ensures that no coolant or steam can escape can.
Aus DE-AS 1 068 274 ist ein Turbomaschinen-Trommelläufer bekannt, bei dem zwischen den Laufschaufelreihen offene, radiale Ringnuten geringer axialer Breite und unterschiedlicher Tiefe in die Trommel eingestochen sind. Damit soll die Durchbiegung der Welle günstig beeinflusst, d.h. eine Krümmung der Welle vermieden werden.A turbomachine drum rotor is known from DE-AS 1 068 274, with the radial one open between the rows of blades Ring grooves of small axial width and different Are inserted deep into the drum. This is supposed to deflect favorably influenced by the wave, i.e. a curvature of the Wave can be avoided.
Die Erfindung versucht, alle diese Nachteile zu vermeiden. Ihr liegt die Aufgabe zugrunde, eine Vorrichtung zur Wärmedämmung des Verdichterrotors einer thermischen Maschine zu schaffen, welche einfach auszuführen ist und mit welcher ein ausreichender Schutz des Rotors vor zu grosser Wärmeeinwirkung ohne Einsatz von Wärmestausegmenten ermöglicht wird.The invention tries to avoid all of these disadvantages. It is based on the task of a device for thermal insulation of the compressor rotor of a thermal machine create which is easy to carry out and which one adequate protection of the rotor against excessive heat is made possible without the use of heat accumulation segments.
Erfindungsgemäss wird dies bei einem mit mehreren Reihen Laufschaufeln bestückten Verdichterrotor thermischer Turbomaschinen, welcher um eine Achse in einem von einem heissen Medium durchströmten Strömungskanal rotiert, wobei im Rotor in Oberflächennähe mehrere umlaufende Hohlräume vorgesehen sind, welche jeweils über einen Trennungsspalt mit dem Strömungskanal verbunden sind und welche jeweils zwischen den Laufschaufelreihen angeordnet sind, dadurch erreicht, dass jeder der Hohlräume eine kreisförmige Querschnittsfläche aufweist, und dass die axiale Ausdehnung besagter Hohlräume etwa so gross ist wie der axiale Abstand zwischen zwei benachbarten Hohlräumen.According to the invention, this is the case with one with several rows Blades equipped compressor rotor of thermal turbo machines, which is around an axis in one of one hot Medium through which the flow channel rotates, being in the rotor several circumferential cavities are provided near the surface are, which each have a separation gap with the flow channel are connected and which each between the Blade rows are arranged, achieved by each of the Cavities have a circular cross-sectional area and that the axial extent of said cavities is approximately as large as the axial distance between two neighboring ones Cavities.
Der Vorteil der Erfindung besteht darin, dass mit sehr einfachen Mitteln eine Wärmedämmung erreicht werden kann. Es müssen keine zusätzlichen teuren Wärmestausegmente eingesetzt werden. Es kann die Zeit für die Montage dieser Elemente gespart werden. Ausserdem ist im Strömungskanal gegenüber dem bisher bekannten Stand der Technik mehr Platz vorhanden, so dass die Maschine effektiver arbeiten kann. Durch die Anordnung des Trennungsspaltes, der eine Verbindung des wärmedämmenden, in Oberflächennähe des Rotors angeordneten Hohlraumes mit der Oberfläche des Rotors und damit dem Strömungskanal herstellt, ist eine Dehnung der Rotoroberfläche problemlos möglich. Durch die kreisförmige Querschnittsfläche der Hohlräume wird ihre Kerbwirkung minimiert.The advantage of the invention is that with very simple Average thermal insulation can be achieved. To have to no additional expensive heat accumulation segments used become. It can save the time for assembling these elements become. In addition, the flow channel is opposite previously known prior art more space available, so that the machine can work more effectively. By the arrangement the separation gap, which connects the heat-insulating, cavity arranged near the surface of the rotor with the surface of the rotor and thus the flow channel produces, an expansion of the rotor surface is easy possible. Due to the circular cross-sectional area of the cavities their notch effect is minimized.
In der Zeichnung ist ein Ausführungsbeispiel der Erfindung dargestellt.In the drawing is an embodiment of the invention shown.
Es zeigen:
- Fig. 1
- einen Teillängsschnitt einer Gasturbinenanlage;
- Fig. 2
- einen Teillängsschnitt des Verdichterrotors in einer Ausführungsvariante der Erfindung.
- Fig. 1
- a partial longitudinal section of a gas turbine plant;
- Fig. 2
- a partial longitudinal section of the compressor rotor in an embodiment of the invention.
Es sind nur die für das Verständnis der Erfindung wesentlichen Elemente gezeigt. Die Strömungsrichtung der Arbeitsmittel ist mit Pfeilen bezeichnet. It is only essential for understanding the invention Elements shown. The flow direction of the work equipment is marked with arrows.
Nachfolgend wird die Erfindung anhand eines Ausführungsbeispieles und der Fig. 1 bis 2 näher erläutert.The invention is described below using an exemplary embodiment and FIGS. 1 to 2 explained in more detail.
Fig. 1 zeigt schematisch in einem Teillängsschnitt eine Gasturbinenanlage.
Sie besteht im wesentlichen aus einem auf
einer gemeinsamen Welle 1 angeordneten Verdichter 2 und einer
Turbine 3, wobei zwischen dem Verdichter 2 und der Turbine 3
eine Brennkammer 4 vorgesehen ist. Die Brennkammer 4 ist hier
eine Ringbrennkammer. Vom Verdichter 2 sind nur die letzten
Reihen der im Rotor 5 angeordneten Laufschaufeln 6 und der im
Schaufelträger 7 eingehängten Leitschaufeln 8 dargestellt,
während von der Turbine 3 nur die ersten Reihen der im Rotor
5 angeordneten Turbinenlaufschaufeln 9 und der im Turbinenschaufelträger
10 eingehängten Turbinenleitschaufeln 11 dargestellt
sind. Die Eintrittspartien des Verdichters 3, das
Abgasgehäuse und der Kamin der Turbine werden in Fig. 1 nicht
gezeigt.Fig. 1 shows schematically in a partial longitudinal section a gas turbine system.
It essentially consists of one
a
Im Verdichter 3 wird Umgebungsluft komprimiert, die im Hochdruckverdichterteil
bereits stark erwärmt ist und deshalb die
nicht von den Laufschaufeln 6 des Verdichters 2 bedeckten
Flächen des Rotors 5 thermisch so beansprucht, dass ohne die
erfindungsgemässe Lösung Festigkeitsprobleme auftreten würden.
Aus dem Verdichter 2 gelangt die komprimierte Luft in
die Brennkammer 4. Sie wird mit Brennstoff gemischt und in
der Brennkammer 4 verbrannt. Die Heissgase strömen anschliessend
über den Turbineneintritt in die Turbine 3 und werden
dort entspannt. Das bedeutet, dass die nicht von den Laufschaufeln
9 der Turbine 3 bedeckten Flächen des Rotors 5 extrem
stark thermisch beansprucht werden. Mit dem Einbau von
hier nicht dargestellten Wärmestausegmenten nach dem bekannten
Stand der Technik wird der Rotor 5 der Turbine 3 vor zu
grosser thermischer Beanspruchung geschützt. In the
Mit der vorliegenden Erfindung soll eine ausreichende Wärmedämmung
des Rotors 5 des Verdichterteiles, insbesondere der
Hochdruckverdichterpartien, erzielt werden. In diesen Bereiches
ist die Temperaturbeanspruchung des Rotors 5 nicht so
extrem hoch wie im Turbinenbereich.Adequate thermal insulation is intended with the present invention
of the
In Fig. 2 ist eine Ausführungsvariante der Erfindung dargestellt.
Es wird ein Teillängsschnitt des Rotors 5 des Verdichters
2 gezeigt, der während des Betriebes um die Achse 12
rotiert. Aus Gründen der Übersichtlichkeit sind die im Rotor
5 angeordneten Laufschaufeln 6 nicht dargestellt.2 shows an embodiment variant of the invention.
There is a partial longitudinal section of the
Nahe der Rotoroberfläche sind im Rotor 5 mehrere umlaufende
Hohlräume 13 angeordnet, zwischen denen jeweils eine hier
nicht dargestellte Laufschaufelreihe angeordnet ist. Die
Hohlräume 13 weisen jeweils eine kreisförmige Querschnittsfläche
auf und sind jeweils über einen Trennungsspalt 14 mit
dem Strömungskanal 15 verbunden. Der Trennungsspalt 14 erlaubt
eine Dehnung der Oberfläche bei Beaufschlagung des Verdichters
2 mit der heissen komprimierten Luft und garantiert
somit einen einwandfreien Lauf des Verdichters 2.Near the rotor surface there are several rotating ones in the
Da im Hohlraum nur Konvektion auftritt, muss einerseits die
axiale Ausdehnung d des Hohlraumes 13 im Vergleich zum axialen
Abstand s zwischen zwei benachbarten Hohlräumen 13 relativ
gross sein, weil sonst keine ausreichende Wärmedämmung
gewährleistet ist. Andererseits darf die axiale Ausdehnung d
des Hohlraumes 13 nicht zu gross gewählt werden, weil sonst
Festigkeitsprobleme im Rotor auftreten würden und ausserdem
nicht genügend Platz zum Einschaufeln der Laufschaufeln vorhanden
vorhanden wäre. Die axiale Ausdehnung d eines jeden
umlaufenden Hohlraumes 13 ist deshalb in vorteilhafter Weise
etwa so gross wie der Abstand s zwischen zwei benachbarten
Hohlräumen 13. Since only convection occurs in the cavity, the
axial extension d of the
Dieser Steg zwischen den Hohlräumen 13 hat gegenüber der
Oberfläche einen reduzierten Querschnitt zum Bremsen des Wärmeflusses.This web between the
- 11
- Wellewave
- 22
- Verdichtercompressor
- 33
- Turbineturbine
- 44
- Brennkammercombustion chamber
- 55
- Rotorrotor
- 66
- Laufschaufeln von Pos. 2Blades from pos. 2
- 77
- VerdichterschaufelträgerCompressor blade carrier
- 88th
-
Leitschaufeln von Pos. 2Guide vanes from
item 2 - 99
-
Laufschaufeln von Pos. 3Blades from
item 3 - 1010
- TurbinenschaufelträgerTurbine blade carrier
- 1111
-
Leitschaufeln von Pos. 3Guide vanes from
item 3 - 1212
- Rotorachserotor axis
- 1313
- umlaufender Hohlraumencircling cavity
- 1414
- Trennungsspaltseparation gap
- 1515
- Strömungskanalflow channel
- dd
- axiale Ausdehnung von Pos. 13axial expansion of pos. 13
- ss
- axialer Abstand zwischen benachbarten Pos. 13axial distance between adjacent pos. 13
Claims (1)
- Arrangement for the thermal insulation of a compressor rotor (5), fitted with several rows of moving blades (6), of a thermal turbomachine, in particular of a high-pressure compressor, which rotates about an axis (12) in a flow duct (15) through which a hot medium flows, a plurality of encircling cavities (13) being provided in the rotor (5) near the surface, these cavities (13) each being connected to the flow duct (15) via a separating gap (14) and each being arranged between the moving blade rows (6), characterized in that each of the cavities (13) has a circular cross-sectional area, and in that the axial extent (d) of each cavity (13) is approximately as large as the axial distance (s) between two adjacent cavities (13).
Applications Claiming Priority (2)
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|---|---|---|---|
| DE19613472 | 1996-04-04 | ||
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Cited By (1)
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1996
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-
1997
- 1997-03-13 DE DE59708687T patent/DE59708687D1/en not_active Expired - Fee Related
- 1997-03-13 EP EP97810142A patent/EP0799971B1/en not_active Expired - Lifetime
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Also Published As
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|---|---|
| EP0799971A3 (en) | 1999-07-07 |
| DE59708687D1 (en) | 2002-12-19 |
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