EP0928364A1 - Method of compensating pressure loss in a cooling air guide system in a gas turbine plant - Google Patents

Method of compensating pressure loss in a cooling air guide system in a gas turbine plant

Info

Publication number
EP0928364A1
EP0928364A1 EP97943772A EP97943772A EP0928364A1 EP 0928364 A1 EP0928364 A1 EP 0928364A1 EP 97943772 A EP97943772 A EP 97943772A EP 97943772 A EP97943772 A EP 97943772A EP 0928364 A1 EP0928364 A1 EP 0928364A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
gas turbine
compressor
mass flow
air mass
channel
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Withdrawn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
EP97943772A
Other languages
German (de)
French (fr)
Inventor
Heinz-Jürgen GROSS
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.)
Siemens AG
Original Assignee
Siemens 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 Siemens AG filed Critical Siemens AG
Publication of EP0928364A1 publication Critical patent/EP0928364A1/en
Withdrawn legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
    • F01D5/08—Heating, heat-insulating or cooling means
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/12—Cooling of plants
    • F02C7/16—Cooling of plants characterised by cooling medium
    • F02C7/18—Cooling of plants characterised by cooling medium the medium being gaseous, e.g. air
    • 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
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/60—Fluid transfer
    • F05D2260/607—Preventing clogging or obstruction of flow paths by dirt, dust, or foreign particles
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • the present invention relates to a method for cooling a component of a gas turbine system and a corresponding gas turbine system.
  • the gas turbine system has a turbomachine shaft, a compressor and a cooling device.
  • the cooling device has a first channel for a main air mass flow and a second channel for a partial air flow. It uses the main and partial air mass flow compressed by the compressor of the gas turbine system.
  • One end of the first channel of the cooling device ends directly or indirectly in a compression area of the
  • the compression range means in particular the respective stages of a turbocompressor.
  • the area following the compressor in the direction of flow, such as the outlet diffuser, should, however, also belong to the compression area according to the invention.
  • the size of the branched-off partial air mass flow is to be dimensioned such that, on the one hand, sufficient cooling and, on the other hand, a high degree of efficiency are achieved. For this it is also necessary that pressure losses are minimized.
  • a pressure loss results, for example, for the partial air mass flow, since there are pressure line losses and pressure losses due to the cooling. It is therefore necessary to supply this partial air mass flow after cooling to the hot working gases then flowing out of the combustion chamber so that the pressure of the partial air mass flow can still be used by the turbine.
  • an additional external compressor which compresses the partial mass flow intended for cooling in order to compensate for pressure losses.
  • this additional compressor also requires drive energy in the form of electrical current. When calculating an efficiency of the gas turbine system, this energy must then be taken into account accordingly. The larger it is, the lower the gas turbine plant efficiency becomes.
  • DE 33 10 529 AI discloses the cooling of a gas turbine by means of compressor air compressed further by a centrifugal compressor.
  • the centrifugal compressor is essentially formed by a rotating flow channel.
  • the concept of compression using a centrifugal compressor requires considerable radial distances in which the air to be compressed is to be guided. Such radial routes are for Reached rotor disks, which are typical for jet engines.
  • a centrifugal compressor of an engine is also described in US Pat. No. 3,936,215.
  • the object of the present invention is to compensate for pressure losses due to cooling air flow in a gas turbine system in an energetically favorable manner.
  • this is compressed by a compressor of the gas turbine system together with the main air mass flow.
  • the partial air mass flow is then branched off from the main air mass flow and then guided in a closed, spatially stationary duct to the component to be cooled.
  • the partial air mass flow experiences an additional compression independent of the main air mass flow, which takes place by utilizing the rotational energy of a turbomachine shaft of the gas turbine system. Since the channel is spatially stationary, this utilization is not carried out as a centrifugal compression.
  • the additional compression by means of the turbomachine shaft, which is already rotating, is an energetically particularly favorable way of being able to compensate for pressure losses.
  • the turbomachine shaft of the gas turbine system used for the additional compression can be that of the turbine, that of the compressor which has compressed the main air mass flow, or, for example in the case of a "split shaft" system, also the shaft of the compressor which additionally belongs to the gas turbine system. Since a high level of energy is available due to the inertial forces of the rotating shaft, the use of this tion energy for the additional compression of the partial air mass flow also advantageous due to the existing energy density.
  • the rotational energy of the turbomachine shaft can be used in many ways.
  • the additional compression is advantageously carried out by blading on the turbomachine shaft. This is particularly advantageous because the knowledge known from previously customary blading can be transferred to this blading.
  • the rotational energy can also be converted into pressure, for example, by other suitable means, such as baffles, which are arranged adjacent to the branching of the partial air mass flow from the main air mass flow.
  • baffles which are arranged adjacent to the branching of the partial air mass flow from the main air mass flow.
  • the compensation of the pressure loss of the cooling air duct of the partial air mass flow by appropriately utilizing the rotational energy of the turbomachine shaft can be so great that the partial air mass flow can also be passed through a blade.
  • a blade is, for example, a guide or rotor blade of the first turbine inlet stages. These can also be cooled to suitable temperatures using the previously known cooling methods.
  • the cooling air In particular for film cooling and especially for perspiration cooling, it is necessary for the cooling air to have a certain degree of purity with regard to the particles contained in the air. This degree of purity of the cooling air can be achieved on the one hand by filter inserts, and on the other hand, when choosing the location of the branching of the partial air mass flow from the main air mass flow, a physical one can be obtained
  • Another advantage of utilizing the rotational energy is that the additional compression of the partial air mass flow takes place in such a way that a pressure loss due to the guidance of the partial air mass flow in the closed channel is at least compensated for.
  • the partial air mass flow is compressed in particular so that it can not only cool blades of the turbine, but that pressure losses that occur when cooling other components of the gas turbine system can also be compensated for. This is the combustion chamber, for example.
  • the compensation of the pressure loss due to the partial air mass flow enables the partial air mass flow to be supplied to the combustion chamber after cooling, for example. It itself is fed specifically.
  • the pressure loss can in particular be compensated for in such a way that the partial air mass flow at entry into the combustion chamber has at least almost the same pressure as the main air mass flow also leading to the combustion chamber after the branch.
  • the partial air mass flow can also have a higher pressure with corresponding additional compression.
  • the combustion chamber can achieve an additional swirling of the gases there and an advantageous implementation of at least the partial air mass flow within the different zones of the combustion chamber. For example, in this way a better homogenization of fuel and air or of converted gases that have not yet been converted is achieved. Furthermore, the temperature is reduced when the flow into the primary zone of the combustion chamber is targeted, so that the formation of thermal nitrogen oxide is also reduced. A high additional compression of the partial air mass flow can also be used for other applications. Wherever in the gas turbine high air pressures are required, an air partial mass flow branched off and additionally compressed according to the invention can be used. For this purpose, the partial air mass flow branched off from the main air mass flow is further subdivided.
  • Fig. 4 is a turbine blade as a radial compressor
  • Fig. 5 shows a combination of different configurations of the
  • Fig. 1 shows a section of a gas turbine system, in which by splitting compressed air 1 into one
  • Main air mass flow 2 and a branched partial air flow 3 an additional compression of the partial air flow 3 is made possible.
  • the blades 7 of the compressor 6 are located on the turbomachine shaft 4 or on the housing 5 of the compressor 6.
  • Two guide vanes LE and one rotor blade LA are shown.
  • a first channel 8 and a second channel open into the compression region shown.
  • the main air mass flow 2 flows, in the second duct the partial air mass flow 3.
  • the two ducts 8, 9 form a cooling device of the gas turbine system, since, depending on the design and thus the routing of the respective air mass flow, one or more components of the Can cool gas turbine plant.
  • the first channel 8 can open indirectly or, as shown, directly at one end in the compression areas of the compressor 6; Indirect discharge occurs, for example, in a further configuration of the system, in which one end of the first channel 8 begins downstream after the outlet diffuser of the compressor 6, which is not shown in FIG.
  • One end of the second duct 9 now opens at least adjacent to the first duct 8.
  • the second duct 9 is spatially fixed and, according to the invention, has an additional post-compressor 10 according to the invention, which can be driven by the turbomachine shaft 4 of the compressor 6. This post-compressor is not a centrifugal compressor. This would require a rotating channel 9.
  • the post-compressor 10 is formed in FIG. 1 by fitting a radial compressor stage with a radial rotor blade 11 and a radial guide blade 12.
  • the radial compressor stage has a somewhat higher pressure ratio than the axial compressor stage of the blading 7.
  • the second duct 9 opens into the compression end region of the compressor 6.
  • the partial air mass flow 3 consequently has a high pressure in the second duct 9. In the rest, the compression end region in the flow direction of the air 1 is to be understood as the last rows of blades of the compressor 6.
  • placing the radial compressor stages on the last rotor blade LA of the compressor 6 is by the Post-compressor 10 pressure loss to be compensated for later inflow of the partial air mass flow 3 into the combustion chamber after cooling is advantageously only possible from an already high pressure level.
  • the utilization of the rotational energy of the turbomachine shaft 4 can thereby be kept extremely low.
  • the turbomachine shaft 4, which drives the post-compressor 10 is part of the gas turbine system.
  • a shaft of an additional external compressor, which is used solely to compensate for the pressure losses in the second duct 9, is not to be understood as the turbomachine shaft 4.
  • Such an external compressor is not a secondary compressor 10 according to the invention.
  • FIG. 2 shows a central hollow shaft 13. This is arranged between the gas turbine (not shown in FIG. 2) and the compressor 6, of which the last guide vane LE is shown.
  • the partial air flow 3 is compressed by two axial compressor stages, each with a guide vane LE and a rotor blade LA as a post-compressor 10 in this further preferred embodiment following the compressor 6.
  • the second channel 9 opens approximately directly into the compression end region of the compressor 6. However, it can also open out indirectly, that is to say, be at a distance from the last blade of the compressor. This means that the branching of the partial air mass flow 3 can also subsequently take place from the compressor 6 out of the main air mass flow 2.
  • the arrangement of the supercharger 10 shown is used in particular when the first guide and rotor blades of the gas turbine are provided with small film cooling bores through which the partial air mass flow 3 flows out for cooling. Close to the turbomachine shaft 4, the proportion of particles within the air 1 is lower compared to an area close to the housing 5 of the compressor 6.
  • the film cooling bores in the blades to be cooled are not subject to the risk of particles being drawn when the partial air mass flow 3 is removed close to the turbomachine shaft 4 ver stuff and prevent the formation of a cooling film.
  • the partial air mass flow 3 obtained in this way can advantageously have such a small proportion of particles that the otherwise necessary filtering out of the particles by means of appropriate filter inserts can be dispensed with.
  • the arrangement of the post-compressor on the central hollow shaft 13 further enables the length of the second channel 9, for example for cooling the combustion chamber of the outside, to be kept small by means of an adapted construction. Accordingly, there are also lower pressure losses due to the length of the line of the partial air mass flow 3 in the second duct 9.
  • FIG. 3 shows, as a post-compressor 10, an axial compressor stage on the central hollow shaft 13.
  • the axial compressor stage comprising rotor blade LA and guide blade LE is arranged in such a way that a compact construction can be made possible. Furthermore, this radial compressor stage also has a slightly different pressure ratio compared to axial blading. While the arrangement of the supercharger 10 shown in FIG. 2 is used in particular in gas turbine systems of this type in which more elongated space is available along the central hollow shaft 13 between the compressor 6 and the subsequent gas turbine, the arrangement shown in FIG. 3 becomes particularly so used if the available space adjacent to the central hollow shaft is rather wide. The selection of the design of the post-compressor 10 naturally also depends on the pressure losses to be compensated within the second channel 9.
  • the post-compressor 10 can have radial blading and / or axial blading.
  • the corresponding pressure increase of the secondary compressor 10 can, however, also be achieved by a guide vane, as will be shown below.
  • FIG. 4 shows a further embodiment of the secondary compressor 10.
  • the first turbine blade row shown is used as a radial compressor.
  • the partial air mass flow 3 flows through the hollow turbine rotor blade LA.
  • the second channel 9 is indicated by dashed lines in the hollow turbine rotor blade LA with its line feeds 14 to the film cooling bores 15.
  • the turbine blade LA has a shroud 16, which is also partially hollow to form the second channel 9. Leakage losses in the partial air mass flow 3 are kept small by means of labyrinth seals 17.
  • the rotor blade LA can also be sufficiently cooled by convection cooling alone, that is to say a corresponding configuration of the second channel 9. Mass flows to be branched off from the partial air mass flow 3 by means of the line guides 14 to the film cooling holes 15 are then not required.
  • the pressure increase in the partial air mass flow 3 takes place in the guide vane ring, which is indicated by the guide vane LE.
  • the post-compressor 10 designed in this way can be designed in such a way that at least adequate pressure compensation of flow losses is carried out.
  • the constructive solution shown, to provide the hollow rotor blade LA with a shroud 16 and to have a guide blade LE follow it, is not the only way to utilize the rotational energy of the turbine shaft. Rather, the invention is any further solution which uses the rotation of the turbine blade LA to accelerate the partial air mass flow 3 flowing through.
  • the solution shown in Fig. 4 has another advantage.
  • the partial air mass flow 3 heats up as the rotor blade LA cools.
  • the second channel 9 By designing the second channel 9 in such a way that the partial air mass flow 3 also cools the outer wall of the combustion chamber of the gas turbine system, the partial air flow 3 is heated even further. The heat flow recorded in this way leads to the fact that when the second
  • Channel 9 in the combustion chamber of the heat flow is used by inflowing the partial air mass flow 3 in this. If differently tempered air flows are required for the combustion chamber, for example a rather cooling partial air mass flow 3 in the primary zone to reduce nitrogen oxides and a more heated partial air mass flow 3 for mixing with the fuel, the gas turbine system can also have several second channels 9. These are each designed and guided differently and therefore absorb different heat flows during cooling.
  • Fig. 5 shows an advantageous combination of different
  • Post-compressor 10 which are arranged in a gas turbine system.
  • Two first channels 8 are connected to the compressor 6.
  • a second channel 9 opens out at the compression end area of the compressor 6.
  • the main air mass flow 2, divided into the first two channels 8, is led directly to the burner (not shown)
  • the partial air flow 3 is additionally compressed by means of the axial supercharger 10 .
  • the partial air mass flow 3 is divided into two further mass flows 18 and 19.
  • the mass flow 18 is then led directly for cooling along the outer wall of the combustion chamber 20, the other mass flow 19 receives a further additional pressure compensation through the rotor blades LA of the gas turbine designed as a post-compressor 10.
  • the pressure is increased by the following guide vane LE. This is followed by a drum 21.
  • This drum 21 serves on the one hand as a calming volume for the flow. Flow losses due to diversions or turbulence are minimized. On the other hand, the drum 21 also has a certain storage volume from which the subsequent further part of the second channel 9 is fed with the mass flow 19. The first guide vane LE of the turbine is also cooled by the mass flow 19 originating from the drum 21.
  • the first channel 8 and the second channel 9 are advantageously designed as closed cooling channels. If not shown here in more detail, the first channel 8 can be designed such that it too is part of for example, the cooling of the outer wall of the combustion chamber 20 takes over.
  • the invention creates a possibility of compensating pressure losses due to cooling air lines in a gas turbine plant in an energetically favorable way.
  • the possible variants of an embodiment of the invention which are characterized by different features, can be selected accordingly and also combined with one another, depending on the gas turbine system.
  • a preferred area of application of the invention is stationary gas turbine systems, in which the cooling required is also necessary due to the desired long operating periods.
  • the invention makes it possible to compress an air mass flow for cooling in a simple and energetically favorable manner and thereby to be able to compensate for pressure losses.

Abstract

The invention concerns an energetically advantageous method of cooling a component in a gas turbine plant and a gas turbine plant designed according to the invention. After compression by a compressor (6) in the gas turbine plant, a partial air mass flow (3) is branched off a main air mass flow (2) and is guided in a closed duct (9) to the component to be cooled, the partial air mass flow (3) being subjected, independently of the main air mass flow (2), to additional compression which is carried out using the rotational energy of a turbomachine shaft of the gas turbine plant. To that end, according to the invention, a correspondingly designed gas turbine plant comprises a secondary compressor (10). The invention is suitable in particular for use in stationary gas turbine plants.

Description

Beschreibungdescription
Kompensation des Druckverlustes einer Kühlluftführung in einer GasturbinenanlageCompensation for the pressure loss of a cooling air duct in a gas turbine system
Die vorliegende Erfindung betrifft ein Verfahren zur Kühlung eines Bauteiles einer Gasturbinenanlage sowie eine entsprechende Gasturbinenanlage. Die Gasturbinenanlage weist eine Turbomaschinenwelle, einen Verdichter sowie eine Kühlvorrich- tung auf. Die Kühlvorrichtung besitzt einen ersten Kanal für einen Lufthauptmassenstrom und einen zweiten Kanal für einen Luftteilmassenstrom. Sie nutzt die durch den Verdichter der Gasturbinenanlage verdichteten Lufthaupt- und Luftteilmassenstrom. Ein Ende des ersten Kanales der Kühlvorrichtung ün- det direkt oder indirekt in einen Verdichtungsbereich desThe present invention relates to a method for cooling a component of a gas turbine system and a corresponding gas turbine system. The gas turbine system has a turbomachine shaft, a compressor and a cooling device. The cooling device has a first channel for a main air mass flow and a second channel for a partial air flow. It uses the main and partial air mass flow compressed by the compressor of the gas turbine system. One end of the first channel of the cooling device ends directly or indirectly in a compression area of the
Verdichters . Unter Verdichtungsbereich sind insbesondere die jeweiligen Stufen eines Turboverdichters zu verstehen. Der dem Verdichter in Strömungsrichtung nachfolgende Bereich, wie der Austrittsdiffusor, soll erfindungsgemäß aber ebenso zum Verdichtungsbereich zählen.Compressor. The compression range means in particular the respective stages of a turbocompressor. The area following the compressor in the direction of flow, such as the outlet diffuser, should, however, also belong to the compression area according to the invention.
Um den Wirkungsgrad und die Leistung von Gasturbinen wirksam zu steigern, ist ein Anheben der Turbineneintrittstemperatur das Ziel permanenter Entwicklung. Das hocherhitzte, in die erste Turbinenstufe eintretende Gas, welches aus der Brennkammer ausströmt, greift diese Stufe besonders stark an. Hochwarmfeste metallische Werkstoffe erlauben Eintrittstemperaturen bei stationären Gasturbinenanlagen von etwa 600° C, bei Flugtriebwerken können es auch etwa 900° C sein. Sollen höhere Arbeitstemperaturen gefordert sein, muß zumindest die erste Turbinenstufe gekühlt werden. Dieses ist umso mehr von Nöten, als die Turbinenstufe selbst auch Korrosionsbeanspruchungen aufgrund der Aggressivität und des Sauerstoffgehaltes des heißen Verbrennungsgases sowie der Fliehkraftbeanspru- chung des Turbinenläufers unterliegt. Zur Schaufelkühlung der ersten Leit- und Laufschaufeln der Gasturbine ist es daher bekannt, daß nach dem Verdichter aus dem verdichteten Lufthauptmassenstrom ein Luftteilmassenstrom entnommen und unter Umgehung der Brennkammer direkt Kühlkanälen der Leit- schaufeln über das Gehäuse sowie der Laufschaufeln der ersten Reihen durch den Rotor zugeführt wird. Die Schaufeln können dann mittels Konvektionskuhlung, Filmkühlung oder auch Transpirationskühlung auf solche Temperaturen abgekühlt werden, die eine ausreichende Lebensdauer der Schaufeln gewährleisten. Der vom Lufthauptmassenstrom abgezweigte Luftteilmassenstrom sorgt natürlich für eine Verschlechterung des Gasturbinenanlagen-Wirkungsgrades. Daher ist die Größe des abgezweigten Luftteilmassenstromes so zu bemessen, daß zum einen eine ausreichende Kühlung und zum anderen aber ebenfalls ein hoher Wirkungsgrad erzielt wird. Dazu ist es ebenfalls notwendig, daß Druckverluste minimiert werden. Ein Druckverlust ergibt sich beispielsweise für den Luftteilmassenstrom, da sich Druckleitungsverluste sowie Druckverluste aufgrund der Kühlführung ergeben. Daher ist es notwendig, diesen Luftteilmassenstrom nach der Kühlung den dann aus der Brennkammer strömenden heißen Arbeitsgasen wieder so zuzufüh- ren, daß der Druck des Luftteilmassenstromes noch durch die Turbine genutzt werden kann. Auch ist es bekannt, daß bei großen stationären Anlagen ein zusätzlicher externer Verdichter vorhanden ist, der den zur Kühlung bestimmten Teilmassenstrom verdichtet, um Druckverluste zu kompensieren. Jedoch benötigt dieser zusätzliche Verdichter ebenfalls Antriebsenergie in Form von elektrischem Strom. Bei der Berechnung eines Wirkungsgrades der Gasturbinenanlage ist dann diese Energie entsprechend zu berücksichtigen. Je größer sie ist, umso geringer wird der Gasturbinenanlagen-Wirkungsgrad.In order to effectively increase the efficiency and performance of gas turbines, increasing the turbine inlet temperature is the goal of permanent development. The highly heated gas entering the first turbine stage, which flows out of the combustion chamber, attacks this stage particularly strongly. Highly heat-resistant metallic materials allow inlet temperatures of around 600 ° C for stationary gas turbine systems, and around 900 ° C for aircraft engines. If higher working temperatures are required, at least the first turbine stage must be cooled. This is all the more necessary since the turbine stage itself is also subject to corrosion stresses due to the aggressiveness and oxygen content of the hot combustion gas as well as the centrifugal force stress of the turbine rotor. For blade cooling of the first guide and rotor blades of the gas turbine, it is therefore known that after the compressor from the compressed A main air mass flow is taken from a partial air mass flow and, bypassing the combustion chamber, cooling channels of the guide blades are fed directly through the housing and the rotor blades of the first rows through the rotor. The blades can then be cooled by means of convection cooling, film cooling or also perspiration cooling to those temperatures which ensure a sufficient lifespan for the blades. The partial air mass flow diverted from the main air mass flow naturally leads to a deterioration in the efficiency of the gas turbine plant. Therefore, the size of the branched-off partial air mass flow is to be dimensioned such that, on the one hand, sufficient cooling and, on the other hand, a high degree of efficiency are achieved. For this it is also necessary that pressure losses are minimized. A pressure loss results, for example, for the partial air mass flow, since there are pressure line losses and pressure losses due to the cooling. It is therefore necessary to supply this partial air mass flow after cooling to the hot working gases then flowing out of the combustion chamber so that the pressure of the partial air mass flow can still be used by the turbine. It is also known that in large stationary systems there is an additional external compressor which compresses the partial mass flow intended for cooling in order to compensate for pressure losses. However, this additional compressor also requires drive energy in the form of electrical current. When calculating an efficiency of the gas turbine system, this energy must then be taken into account accordingly. The larger it is, the lower the gas turbine plant efficiency becomes.
Die DE 33 10 529 AI offenbart die Kühlung einer Gasturbine mittels durch einen Zentrifugalkompressor weiter verdichtete Kompressorluft. Der Zentrifugalkompressor wird im wesentlichen durch einen rotierenden Strömungskanal gebildet . Das Konzept der Verdichtung mittels eines Zentrifugalkompressors erfordert erhebliche Radialstrecken, in der die zu verdichtende Luft zu führen ist. Solche Radialstrecken werden für Rotorscheiben erreicht, die für Strahltriebwerke typisch sind. Auch in der US-PS 3,936,215 wird ein Zentrifugalverdichter eines Triebwerks beschrieben.DE 33 10 529 AI discloses the cooling of a gas turbine by means of compressor air compressed further by a centrifugal compressor. The centrifugal compressor is essentially formed by a rotating flow channel. The concept of compression using a centrifugal compressor requires considerable radial distances in which the air to be compressed is to be guided. Such radial routes are for Reached rotor disks, which are typical for jet engines. A centrifugal compressor of an engine is also described in US Pat. No. 3,936,215.
Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist es, Druckverluste aufgrund einer Kühlluftführung in einer Gasturbinenanlage energetisch günstig zu kompensieren.The object of the present invention is to compensate for pressure losses due to cooling air flow in a gas turbine system in an energetically favorable manner.
Diese Aufgabe wird gelöst durch ein Verfahren zur Kühlung ei- nes Bauteiles einer Gasturbinenanlage mit den Merkmalen des Anspruches 1 sowie mit einer Gasturbinenanlage mit den Merkmalen des Anspruches 7. Vorteilhafte Ausgestaltungen und Weiterbildungen sind in den jeweils abhängigen Ansprüchen beschrieben.This object is achieved by a method for cooling a component of a gas turbine system with the features of claim 1 and with a gas turbine system with the features of claim 7. Advantageous refinements and developments are described in the respective dependent claims.
Bei dem erfindungsgemäßen Verfahren zur Kühlung eines Bauteiles einer Gasturbinenanlage mittels eines Luftteilmassenstro- mes wird dieser durch einen Verdichter der Gasturbinenanlage zusammen mit dem Lufthauptmassenstrom verdichtet. Danach wird der Luftteilmassenstrom vom Lufthauptmassenstrom abgezweigt und anschließend in einem geschlossenen, räumlich stationären Kanal zu dem zu kühlenden Bauteil geführt. Der Luftteilmassenstrom erfährt unabhängig vom Lufthauptmassenstrom eine zusätzliche Verdichtung, die unter Ausnutzung der Rotations- energie einer Turbomaschinenwelle der Gasturbinenanlage erfolgt. Da der Kanal räumlich stationär ist, erfolgt diese Ausnutzung nicht als eine Zentrifugalverdichtung. Die zusätzliche Verdichtung mittels der sich ohnehin drehenden Turbomaschinenwelle ist eine energetisch besonders günstige Weise, Druckverluste ausgleichen zu können. Die zur zusätzlichen Verdichtung genutzte Turbomaschinenwelle der Gasturbinenanlage kann die der Turbine, die des Verdichters, der den Lufthauptmassenstrom verdichtet hat, oder beispielsweise bei einer "Split-Shaft" -Anlage auch die Welle des zusätzlich zur Gasturbinenanlage gehörenden Verdichters sein. Da aufgrund der ohnehin wirkenden Massenkräfte der rotierenden Welle eine hohe Energie zur Verfügung steht, ist die Nutzung dieser Ro- tationsenergie für die zusätzliche Verdichtung des Luftteil- massenstromes auch aufgrund der vorhandenen Energiedichte vorteilhaft .In the method according to the invention for cooling a component of a gas turbine system by means of a partial air mass flow, this is compressed by a compressor of the gas turbine system together with the main air mass flow. The partial air mass flow is then branched off from the main air mass flow and then guided in a closed, spatially stationary duct to the component to be cooled. The partial air mass flow experiences an additional compression independent of the main air mass flow, which takes place by utilizing the rotational energy of a turbomachine shaft of the gas turbine system. Since the channel is spatially stationary, this utilization is not carried out as a centrifugal compression. The additional compression by means of the turbomachine shaft, which is already rotating, is an energetically particularly favorable way of being able to compensate for pressure losses. The turbomachine shaft of the gas turbine system used for the additional compression can be that of the turbine, that of the compressor which has compressed the main air mass flow, or, for example in the case of a "split shaft" system, also the shaft of the compressor which additionally belongs to the gas turbine system. Since a high level of energy is available due to the inertial forces of the rotating shaft, the use of this tion energy for the additional compression of the partial air mass flow also advantageous due to the existing energy density.
Die Rotationsenergie der Turbomaschinenwelle ist vielfältig nutzbar. Vorteilhafterweise wird mittels Beschaufelung auf der Turbomaschinenwelle die zusätzliche Verdichtung durchgeführt. Dieses ist insbesondere deswegen vorteilhaft, weil das aus bisher üblichen Beschaufelungen bekannte Wissen auf diese Beschaufelung übertragbar ist. Die Rotationsenergie kann aber auch beispielsweise durch andere geeignete Mittel wie Leit- bleche in Druck umgesetzt werden, die benachbart zur Abzweigung des Luftteilmassenstromes vom Lufthauptmassenstrom angeordnet sind. Die Kompensation des Druckverlustes der Kühl- luftführung des Luftteilmassenstromes durch geeignete Ausnutzung der Rotationsenergie der Turbomaschinenwelle kann so groß sein, daß der Luftteilmassenstrom auch durch eine Schaufel hindurchgeleitet werden kann. Eine derartige Schaufel ist beispielsweise eine Leit- oder Laufschaufel der ersten Turbi- neneintrittsstufen. Diese sind so auch mit den bisher bekannten Kühlungsmethoden auf geeignete Temperaturen abkühl- bar.The rotational energy of the turbomachine shaft can be used in many ways. The additional compression is advantageously carried out by blading on the turbomachine shaft. This is particularly advantageous because the knowledge known from previously customary blading can be transferred to this blading. However, the rotational energy can also be converted into pressure, for example, by other suitable means, such as baffles, which are arranged adjacent to the branching of the partial air mass flow from the main air mass flow. The compensation of the pressure loss of the cooling air duct of the partial air mass flow by appropriately utilizing the rotational energy of the turbomachine shaft can be so great that the partial air mass flow can also be passed through a blade. Such a blade is, for example, a guide or rotor blade of the first turbine inlet stages. These can also be cooled to suitable temperatures using the previously known cooling methods.
Insbesondere für die Filmkühlung und erst recht für eine Transpirationskühlung ist es notwendig, daß die Kühlluft einen gewissen Reinheitsgrad bezüglich der in der Luft enthaltenen Teilchen aufweist . Dieser Reinheitsgrad der Kühlluft ist zum einen durch Filtereinsätze erzielbar, zum anderen kann man sich bei der Wahl des Ortes der Abzweigung des Luft- teilmassenstromes vom Lufthauptmassenstrom eine physikalischeIn particular for film cooling and especially for perspiration cooling, it is necessary for the cooling air to have a certain degree of purity with regard to the particles contained in the air. This degree of purity of the cooling air can be achieved on the one hand by filter inserts, and on the other hand, when choosing the location of the branching of the partial air mass flow from the main air mass flow, a physical one can be obtained
Gesetzmäßigkeit zunutze machen: aufgrund der Rotation der Turboverdichterwelle der Gasturbinenanlage werden Teilchen im Strömungskanal entsprechend ihrer größeren Dichte gegenüber der umgebenden Luft nach Außen getragen. Befindet sich daher die Abzweigung für den Luftteilmassenstrom in Wellennähe, wird ein relativ partikelfreier Luftteilmassenstrom entnom- men, wobei man sich den quasi Selbstreinigungseffekt der Verdichtung zunutze macht .Take advantage of the law: due to the rotation of the turbocompressor shaft of the gas turbine system, particles in the flow duct are carried outwards according to their greater density compared to the surrounding air. If the branch for the partial air mass flow is therefore near the shaft, a relatively particle-free partial air mass flow is removed. men, taking advantage of the quasi self-cleaning effect of compaction.
Ein weiterer Vorteil der Ausnutzung der Rotationsenergie ist es, daß die zusätzliche Verdichtung des Luftteilmassenstromes so erfolgt, daß ein Druckverlust aufgrund der Führung des Luftteilmassenstromes im geschlossenen Kanal mindestens ausgeglichen wird. Der Luftteilmassenstrom wird insbesondere so verdichtet, daß er nicht nur Schaufeln der Turbine kühlen kann, sondern daß Druckverluste ebenfalls kompensiert werden können, die bei Kühlung anderer Bauteile der Gasturbinenanlage auftreten. Dieses ist beispielsweise die Brennkammer. Weiterhin ermöglicht der Ausgleich des Druckverlustes aufgrund der Luftteilmassenführung eine Zuführung des Luftteil- massenstromes nach der erfolgten Kühlung beispielsweise zu der Brennkammer. Dieser selbst wird er gezielt zugeführt. Der Druckverlust ist insbesondere so ausgleichbar, daß der Luftteilmassenstrom bei Eintritt in die Brennkammer zumindest fast den gleichen Druck aufweist, wie der ebenfalls zur Brennkammer geführte Lufthauptmassenstrom nach der Abzweigung. Natürlich kann der Luftteilmassenstrom aber auch bei entsprechender zusätzlicher Verdichtung einen höheren Druck aufweisen.Another advantage of utilizing the rotational energy is that the additional compression of the partial air mass flow takes place in such a way that a pressure loss due to the guidance of the partial air mass flow in the closed channel is at least compensated for. The partial air mass flow is compressed in particular so that it can not only cool blades of the turbine, but that pressure losses that occur when cooling other components of the gas turbine system can also be compensated for. This is the combustion chamber, for example. Furthermore, the compensation of the pressure loss due to the partial air mass flow enables the partial air mass flow to be supplied to the combustion chamber after cooling, for example. It itself is fed specifically. The pressure loss can in particular be compensated for in such a way that the partial air mass flow at entry into the combustion chamber has at least almost the same pressure as the main air mass flow also leading to the combustion chamber after the branch. Of course, the partial air mass flow can also have a higher pressure with corresponding additional compression.
Bei gezielter Zuführung des Luftteilmassenstromes in dieWith a targeted supply of the partial air mass flow into the
Brennkammer ist in einer weiteren Ausgestaltung der Erfindung eine zusätzliche Verwirbelung der dortigen Gase und eine vorteilhafte Umsetzung zumindest des Luftteilmassenstromes innerhalb der unterschiedlichen Zonen der Brennkammer erziel- bar. Beispielsweise wird auf diese Weise eine bessere Homogenisierung von Brennstoff und Luft oder auch von umgesetzten mit noch nicht umgesetzten Gasen erreicht. Weiterhin wird bei gezieltem Einströmen in die Primärzone der Brennkammer die Temperatur abgesenkt, so daß die Bildung von thermischem Stickstoffoxid ebenfalls gesenkt wird. Eine hohe zusätzliche Verdichtung des Luftteilmassenstromes ist jedoch auch für andere Anwendungen nutzbar. Überall dort, wo in der Gasturbi- nenanlage hohe Luftdrücke benötigt werden, kann ein erfindungsgemäß abgezweigter und zusätzlich verdichteter Luftteilmassenstrom verwendet werden. Dazu wird vorteilhaft der vom Lufthauptmassenstrom abgezweigte Luftteilmassenstrom noch weiter unterteilt.In a further embodiment of the invention, the combustion chamber can achieve an additional swirling of the gases there and an advantageous implementation of at least the partial air mass flow within the different zones of the combustion chamber. For example, in this way a better homogenization of fuel and air or of converted gases that have not yet been converted is achieved. Furthermore, the temperature is reduced when the flow into the primary zone of the combustion chamber is targeted, so that the formation of thermal nitrogen oxide is also reduced. A high additional compression of the partial air mass flow can also be used for other applications. Wherever in the gas turbine high air pressures are required, an air partial mass flow branched off and additionally compressed according to the invention can be used. For this purpose, the partial air mass flow branched off from the main air mass flow is further subdivided.
Weitere Vorteile, Mermale und Eigenschaften der Erfindung werden anhand von bevorzugten Ausführungsbeispielen in der folgenden Zeichnung näher erläutert. Zweckmäßige Ausgestal- tungen ergeben sich durch vorteilhafte Kombination von Merkmalen der dargestellten erfindungsgemäßen Vorrichtungen. Es zeigen:Further advantages, features and properties of the invention are explained in more detail using preferred exemplary embodiments in the following drawing. Expedient configurations result from an advantageous combination of features of the illustrated devices according to the invention. Show it:
Fig. 1 eine aufgesetzt radiale Verdichterstufe auf einer letzten Verdichterlaufschaufei,1 shows an attached radial compressor stage on a last compressor rotor blade,
Fig. 2 eine Anordnung von zwei axialen Verdichterstufen auf einer mittleren Hohlwelle,2 shows an arrangement of two axial compressor stages on a central hollow shaft,
Fig. 3 eine radiale Verdichterstufe auf der mittleren Hohlwelle,3 shows a radial compressor stage on the central hollow shaft,
Fig. 4 eine Turbinenlaufschaufel als Radialverdichter, undFig. 4 is a turbine blade as a radial compressor, and
Fig. 5 eine Kombination verschieden Ausgestaltungen derFig. 5 shows a combination of different configurations of the
Erfindung mit einer Strömungsführung des Luftteilmassenstromes in einer Gasturbinenanlage.Invention with a flow control of the partial air mass flow in a gas turbine plant.
Fig. 1 zeigt einen Ausschnitt aus einer Gasturbinenanlage, bei dem durch Aufspaltung von verdichteter Luft 1 in einenFig. 1 shows a section of a gas turbine system, in which by splitting compressed air 1 into one
Lufthauptmassenstrom 2 und einen abgezweigten Luftteilmassenstrom 3 eine zusätzliche Verdichtung des Luftteilmassenstromes 3 ermöglicht wird. Auf der Turbomaschinenwelle 4 bzw. am Gehäuse 5 des Verdichters 6 befindet sich die Beschaufelung 7 des Verdichters 6. Dargestellt sind zwei Leitschaufeln LE sowie eine Laufschaufei LA. In diesen dargestellten Verdichtungsbereich münden ein erster Kanal 8 sowie ein zweiter Ka- nal 9. In dem ersten Kanal 8 strömt der Lufthauptmassenstrom 2, in dem zweiten Kanal der Luftteilmassenstrom 3. Die beiden Kanäle 8, 9 bilden eine Kühlvorrichtung der Gasturbinenanlage aus, da sie je nach Konstruktion und damit Führung des jeweiligen Luftmassenstromes ein oder mehrere Bauteile der Gasturbinenanlage kühlen können. Der erste Kanal 8 kann mittelbar oder, wie dargestellt, direkt mit seinem einen Ende in den Verdichtungsbereichen des Verdichters 6 münden; ein mittelbares Münden liegt beispielsweise bei einer weitern Aus- gestaltung der Anlage vor, bei der das eine Ende des ersten Kanales 8 stromabwärts nach dem in der Figur 1 nicht dargestellten Austrittsdiffusor des Verdichters 6 beginnt. Der zweite Kanal 9 mündet mit einem Ende nun zumindest benachbart zum ersten Kanal 8. Der zweite Kanal 9 ist räumlich festste- hend und weist gegenüber dem ersten Kanal 8 erfindungsgemäß einen zusätzlichen Nachverdichter 10 auf, der durch die Turbomaschinenwelle 4 des Verdichters 6 antreibbar ist. Dieser Nachverdichter ist kein Zentrifugalverdichter. Dies würde einen rotierenden Kanal 9 erfordern.Main air mass flow 2 and a branched partial air flow 3 an additional compression of the partial air flow 3 is made possible. The blades 7 of the compressor 6 are located on the turbomachine shaft 4 or on the housing 5 of the compressor 6. Two guide vanes LE and one rotor blade LA are shown. A first channel 8 and a second channel open into the compression region shown. nal 9. In the first duct 8, the main air mass flow 2 flows, in the second duct the partial air mass flow 3. The two ducts 8, 9 form a cooling device of the gas turbine system, since, depending on the design and thus the routing of the respective air mass flow, one or more components of the Can cool gas turbine plant. The first channel 8 can open indirectly or, as shown, directly at one end in the compression areas of the compressor 6; Indirect discharge occurs, for example, in a further configuration of the system, in which one end of the first channel 8 begins downstream after the outlet diffuser of the compressor 6, which is not shown in FIG. One end of the second duct 9 now opens at least adjacent to the first duct 8. The second duct 9 is spatially fixed and, according to the invention, has an additional post-compressor 10 according to the invention, which can be driven by the turbomachine shaft 4 of the compressor 6. This post-compressor is not a centrifugal compressor. This would require a rotating channel 9.
Der Nachverdichter 10 wird in Figur 1 durch Aufsetzen einer radialen Verdichterstufe mit einer radialen Laufschaufel 11 sowie einer radialen Leitschaufel 12 ausgebildet . Die radiale Verdichterstufe weist ein etwas höheres Druckverhältnis gegenüber der axialen Verdichterstufe der Beschaufelung 7 auf. Dadurch können die Druckverluste kompensiert werden, die in dem zweiten Kanal 9 auftreten, beispielsweise durch Kühlung von nicht weiter in Figur 1 dargestellten Hitzeschilden einer Brennkammer der Gasturbinenanlage. In einer be- vorzugten Ausgestaltung mündet der zweite Kanal 9 in den Verdichtungsendbereich des Verdichters 6. Der Luftteilmassenstrom 3 weist resultierend im zweiten Kanal 9 einen hohen Druck auf . Unter Verdichtungsendbereich sind im übrigen in Strömungsrichtung der Luft 1 die letzten Schaufelreihen des Verdichters 6 zu verstehen. Insbesondere durch, wie hier dargestellt, Aufsetzen der radialen Verdichterstufen auf die letzte Laufschaufel LA des Verdichters 6 ist der durch den Nachverdichter 10 zu kompensierende Druckverlust bei späterem Einströmen des Luftteilmassenstromes 3 in die Brennkammer nach erfolgter Kühlung vorteilhafterweise nur von einem schon hohen Druckniveau aus zu erbringen. Die Ausnutzung der Rota- tionsenergie der Turbomaschinenwelle 4 kann dadurch äußerst gering gehalten werden. Um es nochmals zu verdeutlichen: die Turbomaschinenwelle 4, die den Nachverdichter 10 antreibt, ist Bestandteil der Gasturbinenanlage. Eine Welle eines zusätzlichen externen Verdichters, der allein zur Kompensation der Druckverluste im zweiten Kanal 9 genutzt wird, ist nicht unter der Turbomaschinenwelle 4 zu verstehen. Ein derartiger externer Verdichter ist kein erfindungsgemäßer Nachverdichter 10.The post-compressor 10 is formed in FIG. 1 by fitting a radial compressor stage with a radial rotor blade 11 and a radial guide blade 12. The radial compressor stage has a somewhat higher pressure ratio than the axial compressor stage of the blading 7. As a result, the pressure losses that occur in the second duct 9 can be compensated, for example by cooling heat shields of a combustion chamber of the gas turbine system, which shields are not shown in FIG. 1. In a preferred embodiment, the second duct 9 opens into the compression end region of the compressor 6. The partial air mass flow 3 consequently has a high pressure in the second duct 9. In the rest, the compression end region in the flow direction of the air 1 is to be understood as the last rows of blades of the compressor 6. In particular, as shown here, placing the radial compressor stages on the last rotor blade LA of the compressor 6 is by the Post-compressor 10 pressure loss to be compensated for later inflow of the partial air mass flow 3 into the combustion chamber after cooling is advantageously only possible from an already high pressure level. The utilization of the rotational energy of the turbomachine shaft 4 can thereby be kept extremely low. To make it clear again: the turbomachine shaft 4, which drives the post-compressor 10, is part of the gas turbine system. A shaft of an additional external compressor, which is used solely to compensate for the pressure losses in the second duct 9, is not to be understood as the turbomachine shaft 4. Such an external compressor is not a secondary compressor 10 according to the invention.
Fig. 2 zeigt eine mittlere Hohlwelle 13. Diese ist zwischen der in Figur 2 nicht dargestellten Gasturbine und dem Verdichter 6 angeordnet, von dem die letzte Leitschaufel LE eingezeichnet ist. Der Luftteilmassenstrom 3 wird durch zwei axiale Verdichterstufen mit jeweils einer Leitschaufel LE und einer Laufschaufel LA als Nachverdichter 10 in dieser weiteren bevorzugten Ausgestaltung im Anschluß an den Verdichter 6 verdichtet. Der zweite Kanal 9 mündet dazu in etwa noch direkt in den Verdichtungsendbereich des Verdichters 6 ein. Er kann jedoch auch mittelbar einmünden, daß heißt, beabstandet von der letzten Schaufel des Verdichters zu sein. Darunter ist zu verstehen, daß die Abzweigung des Luftteilmassenstromes 3 auch nachfolgend vom Verdichter 6 aus dem Lufthauptmassenstrom 2 erfolgen kann. Die dargestellte Anordnung des Nachverdichters 10 wird insbesondere dann verwendet, wenn die erste Leit- und Laufschaufei der Gasturbine mit kleinen Filmkühlbohrungen versehen sind, durch die der Luftteilmassenstrom 3 zur Kühlung ausströmt. Nahe zur Turbomaschinenwelle 4 ist der Anteil an Teilchen innerhalb der Luft 1 geringer gegenüber einem Bereich nahe zum Gehäuse 5 des Verdichters 6. Die Filmkühlbohrungen in den zu kühlenden Schaufeln unterliegen bei Entnahme des Luftteilmassenstromes 3 nahe zur Turbomaschinenwelle 4 nicht der Gefahr, durch die Teilchen zu ver- stopfen und so die Ausbildung eines Kühlfilmes zu verhindern. Vorteilhafterweise kann der so gewonnene Luftteilmassenstrom 3 einen derartig geringen Teilchenanteil aufweisen, daß eine ansonsten unter Umständen notwendige Ausfilterung der Teil- chen durch entsprechende Filtereinsätze entfallen kann.FIG. 2 shows a central hollow shaft 13. This is arranged between the gas turbine (not shown in FIG. 2) and the compressor 6, of which the last guide vane LE is shown. The partial air flow 3 is compressed by two axial compressor stages, each with a guide vane LE and a rotor blade LA as a post-compressor 10 in this further preferred embodiment following the compressor 6. For this purpose, the second channel 9 opens approximately directly into the compression end region of the compressor 6. However, it can also open out indirectly, that is to say, be at a distance from the last blade of the compressor. This means that the branching of the partial air mass flow 3 can also subsequently take place from the compressor 6 out of the main air mass flow 2. The arrangement of the supercharger 10 shown is used in particular when the first guide and rotor blades of the gas turbine are provided with small film cooling bores through which the partial air mass flow 3 flows out for cooling. Close to the turbomachine shaft 4, the proportion of particles within the air 1 is lower compared to an area close to the housing 5 of the compressor 6. The film cooling bores in the blades to be cooled are not subject to the risk of particles being drawn when the partial air mass flow 3 is removed close to the turbomachine shaft 4 ver stuff and prevent the formation of a cooling film. The partial air mass flow 3 obtained in this way can advantageously have such a small proportion of particles that the otherwise necessary filtering out of the particles by means of appropriate filter inserts can be dispensed with.
Durch Wegfall derartiger Filtereinsätze ist der über diese auftretende Druckverlust nicht mehr vorhanden und muß nicht kompensiert werden. Die Anordnung des Nachverdichters auf der mittleren Hohlwelle 13 ermöglicht weiterhin, daß die Länge des zweiten Kanales 9 beispielsweise zur Kühlung der Brennkammer der Außenseite durch eine angepaßte Konstruktion klein gehalten werden kann. Dementsprechend ergeben sich auch niedrigere Druckverluste durch die Länge der Leitung des Luftteilmassenstromes 3 im zweiten Kanal 9.By eliminating such filter inserts, the pressure loss occurring through them is no longer present and need not be compensated for. The arrangement of the post-compressor on the central hollow shaft 13 further enables the length of the second channel 9, for example for cooling the combustion chamber of the outside, to be kept small by means of an adapted construction. Accordingly, there are also lower pressure losses due to the length of the line of the partial air mass flow 3 in the second duct 9.
Fig. 3 zeigt als Nachverdichter 10 eine axiale Verdichterstufe auf der mittleren Hohlwelle 13. Die axiale Verdichterstufe aus Laufschaufel LA und Leitschaufel LE ist so angeordnet, daß sich eine kompakte Konstruktion ermöglichen läßt. Weiterhin weist diese radiale Verdichterstufe auch ein etwas anderes Druckverhältnis gegenüber einer Axialbeschaufelung auf. Während die in Fig. 2 dargestellte Anordnung des Nachverdichters 10 insbesondere bei derartigen Gasturbinenanlagen verwendet wird, bei denen mehr länglicher Raum entlang der mittleren Hohlwelle 13 zwischen dem Verdichter 6 und der nachfolgenden Gasturbine zur Verfügung steht, wird die in Fig. 3 dargestellte Anordnung insbesondere dann verwendet, wenn der zur Verfügung stehende Raum benachbart zur mittleren Hohlwelle eher in der Breite vorhanden ist. Die Auswahl der Gestaltung des Nachverdichters 10 hängt natürlich aber ebenfalls von den zu kompensierenden Druckverlusten innerhalb des zweiten Kanales 9 ab. Der Nachverdichter 10 kann eine Ra- dialbeschaufelung und/oder eine Axialbeschaufelung aufweisen. Die entsprechende Druckerhöhung des Nachverdichters 10 ist aber ebenfalls, wie nachfolgend gezeigt wird, durch eine Leitschaufel erzielbar. Fig. 4 zeigt eine weitere Ausbildung des Nachverdichters 10. Die dargestellte erste Turbinenlaufschaufelreihe wird als Radialverdichter eingesetzt. Durch die hohle Turbinenlaufschaufel LA strömt der Luftteilmassenstrom 3. Der zweite Ka- nal 9 ist in der hohlen Turbinenlaufschaufel LA gestrichelt mit seinen LeitungsZuführungen 14 zu den Filmkühlbohrungen 15 angedeutet. Die Turbinenlaufschaufel LA hat ein Deckband 16, welches zur Ausbildung des zweiten Kanales 9 ebenfalls teilweise hohl ist. Durch Labyrinthdichtungen 17 werden Leckver- luste des Luftteilmassenstromes 3 klein gehalten. Je nach Auslegung der Kühlung kann die Laufschaufel LA auch durch Konvektionskuhlung allein, d.h. entsprechender Ausgestaltung des zweiten Kanales 9 ausreichend gekühlt werden. Abzuzweigende Massenströme aus dem Luftteilmassenstrom 3 mittels der Leitungsführungen 14 zu den Filmkühlbohrungen 15 sind dann nicht von Nöten. Die Druckerhöhung des Luftteilmassenstromes 3 erfolgt im Leitschaufelkranz, welcher durch die Leitschaufel LE angedeutet wird. Der derartig ausgebildete Nachverdichter 10 ist so auslegbar, daß zumindest eine ausreichende Druckkompensation von Strömungsverlusten vollzogen wird. Die dargestellte konstruktive Lösung, die hohle Laufschaufei LA mit einem Deckband 16 zu versehen und eine Leitschaufel LE nachfolgen zu lassen, ist nicht die einzige Möglichkeit, die Rotationsenergie der Turbinenwelle auszunutzen. Erfindungs- gemäß ist vielmehr jede weitere Lösung, die die Rotation der Turbinenlaufschaufel LA zur Beschleunigung des durchströmenden Luftteilmassenstroms 3 ausnutzt.FIG. 3 shows, as a post-compressor 10, an axial compressor stage on the central hollow shaft 13. The axial compressor stage comprising rotor blade LA and guide blade LE is arranged in such a way that a compact construction can be made possible. Furthermore, this radial compressor stage also has a slightly different pressure ratio compared to axial blading. While the arrangement of the supercharger 10 shown in FIG. 2 is used in particular in gas turbine systems of this type in which more elongated space is available along the central hollow shaft 13 between the compressor 6 and the subsequent gas turbine, the arrangement shown in FIG. 3 becomes particularly so used if the available space adjacent to the central hollow shaft is rather wide. The selection of the design of the post-compressor 10 naturally also depends on the pressure losses to be compensated within the second channel 9. The post-compressor 10 can have radial blading and / or axial blading. The corresponding pressure increase of the secondary compressor 10 can, however, also be achieved by a guide vane, as will be shown below. FIG. 4 shows a further embodiment of the secondary compressor 10. The first turbine blade row shown is used as a radial compressor. The partial air mass flow 3 flows through the hollow turbine rotor blade LA. The second channel 9 is indicated by dashed lines in the hollow turbine rotor blade LA with its line feeds 14 to the film cooling bores 15. The turbine blade LA has a shroud 16, which is also partially hollow to form the second channel 9. Leakage losses in the partial air mass flow 3 are kept small by means of labyrinth seals 17. Depending on the design of the cooling system, the rotor blade LA can also be sufficiently cooled by convection cooling alone, that is to say a corresponding configuration of the second channel 9. Mass flows to be branched off from the partial air mass flow 3 by means of the line guides 14 to the film cooling holes 15 are then not required. The pressure increase in the partial air mass flow 3 takes place in the guide vane ring, which is indicated by the guide vane LE. The post-compressor 10 designed in this way can be designed in such a way that at least adequate pressure compensation of flow losses is carried out. The constructive solution shown, to provide the hollow rotor blade LA with a shroud 16 and to have a guide blade LE follow it, is not the only way to utilize the rotational energy of the turbine shaft. Rather, the invention is any further solution which uses the rotation of the turbine blade LA to accelerate the partial air mass flow 3 flowing through.
Die in Fig. 4 dargestellte Lösung weist noch einen weiteren Vorteil auf. Durch das Abkühlen der Laufschaufel LA erwärmt sich der Luftteilmassenstrom 3. Indem der zweite Kanal 9 so ausgelegt ist, daß der Luftteilmassenstrom 3 die Brennkammeraußenwand der Gasturbinenanlage ebenfalls kühlt, erwärmt sich der Luftteilmassenstrom 3 noch weiter. Der so aufge- nommene Wärmestrom führt dazu, daß bei Einmündung des zweitenThe solution shown in Fig. 4 has another advantage. The partial air mass flow 3 heats up as the rotor blade LA cools. By designing the second channel 9 in such a way that the partial air mass flow 3 also cools the outer wall of the combustion chamber of the gas turbine system, the partial air flow 3 is heated even further. The heat flow recorded in this way leads to the fact that when the second
Kanales 9 in die Brennkammer der Wärmestrom durch Einströmen des Luftteilmassenstromes 3 in diese weitergenutzt wird. Werden für die Brennkammer unterschiedlich temperierte Luft- ströme benötigt, beispielsweise ein eher kühlender Luftteilmassenstrom 3 in der Primärzone zur Reduzierung der Stickoxide sowie ein eher erwärmter Luftteilmassenstrom 3 zur MitVermischung mit dem Brennstoff, kann die Gasturbinenanlage auch mehrere zweite Kanäle 9 besitzen. Diese sind jeweils unterschiedlich konstruktiv ausgelegt und geführt und nehmen daher unterschiedliche Wärmeströme bei der Kühlung auf .Channel 9 in the combustion chamber of the heat flow is used by inflowing the partial air mass flow 3 in this. If differently tempered air flows are required for the combustion chamber, for example a rather cooling partial air mass flow 3 in the primary zone to reduce nitrogen oxides and a more heated partial air mass flow 3 for mixing with the fuel, the gas turbine system can also have several second channels 9. These are each designed and guided differently and therefore absorb different heat flows during cooling.
Fig. 5 zeigt eine vorteilhafte Kombination verschiedenerFig. 5 shows an advantageous combination of different
Nachverdichter 10, die in einer Gasturbinenanlage angeordnet sind. An den Verdichter 6 schließen sich zwei erste Kanäle 8 an. Benachbart zu diesen mündet am Verdichtungsendbereich des Verdichters 6 ein zweiter Kanal 9. Während der Luft- hauptmassenstrom 2, aufgeteilt in die beiden ersten Kanäle 8, direkt zu dem nicht dargestellten Brenner geführt werden, wird der Luftteilmassenstrom 3 zuerst mittels des axialen Nachverdichters 10 zusätzlich verdichtet. Anschließend wird der Luftteilmassenstrom 3 in zwei weitere Massenströme 18 und 19 aufgeteilt. Während der Massenstrom 18 dann direkt entlang der Außenwand der Brennkammer 20 zur Kühlung geführt wird, erhält der andere Massenstrom 19 eine weitere zusätzliche Druckkompensation durch die als Nachverdichter 10 ausgebildete Laufschaufei LA der Gasturbine. Auch hier erfolgt die Druckerhöhung durch die nachfolgende Leitschaufel LE. An diese schließt sich eine Trommel 21 an. Diese Trommel 21 dient zum einen als Beruhigungsvolumen für die Strömung. Strömungsverluste aufgrund von Umlenkungen bzw. Turbulenzen werden dadurch minimiert. Zum anderen besitzt die Trommel 21 auch ein gewisses Speichervolumen, aus dem der nachfolgende weitere Teil des zweiten Kanales 9 mit dem Massenstrom 19 gespeist wird. Die erste Leitschaufel LE der Turbine wird ebenfalls durch den aus der Trommel 21 stammenden Massenstrom 19 gekühlt. Der erste Kanal 8 sowie der zweite Kanal 9 sind vorteilhafterweise als geschlossene Kühlkanäle ausgebildet. Wenn hier auch nicht näher dargestellt, kann der erste Kanal 8 konstruktiv so ausgelegt sein, daß auch er einen Teil bei- spielsweise der Kühlung der Außenwand der Brennkammer 20 übernimmt .Post-compressor 10, which are arranged in a gas turbine system. Two first channels 8 are connected to the compressor 6. A second channel 9 opens out at the compression end area of the compressor 6. While the main air mass flow 2, divided into the first two channels 8, is led directly to the burner (not shown), the partial air flow 3 is additionally compressed by means of the axial supercharger 10 . Subsequently, the partial air mass flow 3 is divided into two further mass flows 18 and 19. While the mass flow 18 is then led directly for cooling along the outer wall of the combustion chamber 20, the other mass flow 19 receives a further additional pressure compensation through the rotor blades LA of the gas turbine designed as a post-compressor 10. Here, too, the pressure is increased by the following guide vane LE. This is followed by a drum 21. This drum 21 serves on the one hand as a calming volume for the flow. Flow losses due to diversions or turbulence are minimized. On the other hand, the drum 21 also has a certain storage volume from which the subsequent further part of the second channel 9 is fed with the mass flow 19. The first guide vane LE of the turbine is also cooled by the mass flow 19 originating from the drum 21. The first channel 8 and the second channel 9 are advantageously designed as closed cooling channels. If not shown here in more detail, the first channel 8 can be designed such that it too is part of for example, the cooling of the outer wall of the combustion chamber 20 takes over.
Die Erfindung schafft eine Möglichkeit, auf energetisch gün- stige Wege Druckverluste aufgrund von Kühlluftleitungen energetisch vorteilhaft bei einer Gasturbinenanlage zu kompensieren. Die durch unterschiedliche Merkmale gekennzeichneten, jeweils möglichen Varianten einer Ausgestaltung der Erfindung können je nach Gasturbinenanlage entsprechend aus- gewählt und auch miteinander kombiniert werden. Ein bevorzugtes Einsatzgebiet der Erfindung sind stationäre Gasturbinenanlagen, bei denen aufgrund der gewünschten langen Betriebszeiträume auch eine dazu erforderliche Kühlung notwendig ist. Bei kleineren Gasturbinenanlagen, insbesondere bei bewegbaren wie Flugzeugtriebwerke, ermöglicht die Erfindung, auf einfache und energetisch günstige Weise einen Luftmassenstrom zur Kühlung zu verdichten und dadurch Druckverluste kompensieren zu können. The invention creates a possibility of compensating pressure losses due to cooling air lines in a gas turbine plant in an energetically favorable way. The possible variants of an embodiment of the invention, which are characterized by different features, can be selected accordingly and also combined with one another, depending on the gas turbine system. A preferred area of application of the invention is stationary gas turbine systems, in which the cooling required is also necessary due to the desired long operating periods. In the case of smaller gas turbine systems, in particular in the case of moveable and aircraft engines, the invention makes it possible to compress an air mass flow for cooling in a simple and energetically favorable manner and thereby to be able to compensate for pressure losses.

Claims

Patentansprüche claims
1. Verfahren zur Kühlung eines Bauteiles einer Gasturbinenanlage mittels eines Luftteilmassenstromes (3) , der von einem in einem Verdichter (6) verdichteten Lufthauptmassenstrom (2) abgezweigt wird, wobei der Luftteilmassenstrom (3) in einem geschlossenen, räumlich feststehenden Kanal (9) zu dem zu kühlenden Bauteil geführt wird, wobei der Luftteilmassenstrom (3) unabhängig vom Lufthauptmassenstrom (2) eine zusätzliche Verdichtung erfährt, die unter Ausnutzung der Rotationsenergie einer Turbomaschinenwelle (4) der Gasturbinenanlage erfolgt .1. A method for cooling a component of a gas turbine system by means of a partial air mass flow (3) which is branched off from a main air mass flow (2) compressed in a compressor (6), the partial air flow (3) in a closed, spatially fixed duct (9) the component to be cooled is guided, the partial air mass flow (3) being subjected to an additional compression independently of the main air mass flow (2), which takes place using the rotational energy of a turbomachine shaft (4) of the gas turbine system.
2. Verfahren nach Anspruch 1, d a d u r c h g e k e n n z e i c hn e t, daß die zusätzliche Verdichtung mittels Beschaufelung (7) auf der Turbomaschinenwelle (4) erfolgt.2. The method of claim 1, d a d u r c h g e k e n n z e i c hn e t that the additional compression by means of blading (7) on the turbomachine shaft (4).
3. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche, d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t, daß der Luftteilmassenstrom (3) durch eine Schaufel (LA, LE) hindurch- durchgeleitet wird.3. The method according to any one of the preceding claims, d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t that the partial air mass flow (3) is passed through a blade (LA, LE).
4. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche, d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t, daß der Luftteilmassenstrom (3) gefiltert wird.4. The method according to any one of the preceding claims, d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t that the partial air mass flow (3) is filtered.
5. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche, d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t, daß die Ver- dichtung so erfolgt, daß zumindest ein Druckverlust aufgrund der Führung des Luftteilmassenstromes (3) im geschlossenen Kanal (9) mindestens ausgeglichen wird.5. The method according to any one of the preceding claims, that the compression takes place in such a way that at least one pressure loss due to the guidance of the partial air mass flow (3) in the closed channel (9) is at least compensated.
6. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche, d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t, daß der Luftteilmassenstrom (3) nach der Kühlung des Bauteiles einer Brennkammmer (20) der Gasturbinenanlage gezielt zugeführt wird.6. The method according to any one of the preceding claims, characterized in that the partial air mass flow (3) after cooling of the component Brennkammmer (20) of the gas turbine system is specifically supplied.
7. Gasturbinenanlage mit einer Turbomaschinenwelle (4) und einem Verdichter (6) sowie einer Kühlvorrichtung, die einen ersten Kanal (8) für einen Lufthauptmassenstrom (2) und einen zweiten Kanal (9) für einen Luftteilmassenstrom (3) aufweist, wobei die Kühlvorrichtung die durch den Verdichter (6) der Gasturbinenanlage verdichteten Lufthaupt- (2) und Luftteil- massenstrom (3) nutzt, und ein Ende des ersten Kanales (8) mittelbar oder direkt in einen Verdichtungsbereich des Verdichters (6) mündet, d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t, daß ein Ende des zweiten Kanales (9) zumindest benachbart zum ersten Kanal (8) mittelbar oder direkt in den Verdichtungsbereich mündet und der zweite Kanal (9) gegenüber dem ersten Kanal (8) einen zusätzlichen Nachverdichter (10) aufweist, der durch die Turbomaschinenwelle (4) antreibbar ist.7. Gas turbine system with a turbomachine shaft (4) and a compressor (6) and a cooling device which has a first channel (8) for a main air mass flow (2) and a second channel (9) for a partial air flow (3), the cooling device uses the air main (2) and partial air mass flow (3) compressed by the compressor (6) of the gas turbine system, and one end of the first channel (8) opens directly or indirectly into a compression area of the compressor (6), characterized in that a The end of the second channel (9), at least adjacent to the first channel (8), opens directly or indirectly into the compression area and the second channel (9) has an additional post-compressor (10) opposite the first channel (8) which is driven by the turbomachine shaft (4 ) can be driven.
8. Gasturbinenanlage nach Anspruch 7, d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t, daß der zweite Kanal (9) in den Verdichtungsendbereich des Verdichters (6) mündet.8. Gas turbine system according to claim 7, so that the second channel (9) opens into the compression end region of the compressor (6).
9. Gasturbinenanlage nach Anspruch 7 oder 8, d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t, daß der Nachverdichter (10) eine Schaufelreihe (7, LA, LE) ist.9. Gas turbine system according to claim 7 or 8, d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t that the post-compressor (10) is a row of blades (7, LA, LE).
10. Gasturbinenanlage nach einem der Ansprüche 7 bis 9, d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t, daß der Nachverdichter (10) eine Radialbeschaufelung (7, 11, 12) ist.10. Gas turbine system according to one of claims 7 to 9, d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t that the post-compressor (10) is a radial blading (7, 11, 12).
11. Gasturbinenanlage nach einem der Ansprüche 7 bis 10, d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t, daß der Nachver- dichter (10) eine Turbinen- (LA, LE) und/oder Verdichterschaufelreihe (LA, LE) ist. 11. Gas turbine system according to one of claims 7 to 10, characterized in that the secondary compressor (10) is a turbine (LA, LE) and / or compressor blade row (LA, LE).
12. Gasturbinenanlage nach einem der Ansprüche 7 bis 11, d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t, daß der Nachverdichter (10) eine Radialstufe (11, 12) hat, die auf eine Axialstufe (LA) aufgesetzt ist.12. Gas turbine system according to one of claims 7 to 11, d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t that the post-compressor (10) has a radial stage (11, 12) which is placed on an axial stage (LA).
13. Gasturbinenanlage nach einem der Ansprüche 7 bis 12, d a du r c h g e k e n n z e i c h n e t, daß der Nachverdichter (10) eine Leitschaufel (LE) ist.13. Gas turbine system according to one of claims 7 to 12, that the compressor (10) is a guide vane (LE).
14. Gasturbinenanlage nach einem der Ansprüche 7 bis 13, d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t, daß die Beschaufelung (7) auf einem Bereich (13) der Turbomaschinenwelle (4) sitzt, die zwischen dem Verdichter (6) und der Gasturbine liegt.14. Gas turbine system according to one of claims 7 to 13, d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t that the blading (7) sits on an area (13) of the turbomachine shaft (4) which lies between the compressor (6) and the gas turbine.
15. Gasturbinenanlage nach einem der Ansprüche 7 bis 14, d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t, daß eine Schaufel (LA, LE) des Nachverdichters (10) hohl ist und eine Zuführung für den Kühlmassenteilstrom hat.15. A gas turbine system according to one of claims 7 to 14, that a blade (LA, LE) of the post-compressor (10) is hollow and has a feed for the cooling mass flow.
16. Gasturbinenanlage nach einem der Ansprüche 7 bis 15, d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t, daß eine Schaufel (LA, LE) des Nachverdichters (10) eine Laufschaufei (LA) mit einer Dichteinrichtung (16) ist, wobei zur Führung des Luftteilmassenstromes die Laufschaufel (LA) innen hohl ist und durch die Dichteinrichtung (16) ein Kanal (9) führt.16. Gas turbine system according to one of claims 7 to 15, characterized in that a blade (LA, LE) of the post-compressor (10) is a rotor blade (LA) with a sealing device (16), with the rotor blade (LA) inside for guiding the partial air mass flow is hollow and a channel (9) leads through the sealing device (16).
17. Gasturbinenanlage nach einem der Ansprüche 7 bis 16, d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t, daß der erste Kanal (8) und/oder der zweite Kanal (9) ein geschlossener Kühlkanal ist. 17. Gas turbine system according to one of claims 7 to 16, that the first channel (8) and / or the second channel (9) is a closed cooling channel.
EP97943772A 1996-09-26 1997-09-12 Method of compensating pressure loss in a cooling air guide system in a gas turbine plant Withdrawn EP0928364A1 (en)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE19639624 1996-09-26
DE19639624 1996-09-26
PCT/DE1997/002059 WO1998013584A1 (en) 1996-09-26 1997-09-12 Method of compensating pressure loss in a cooling air guide system in a gas turbine plant

Publications (1)

Publication Number Publication Date
EP0928364A1 true EP0928364A1 (en) 1999-07-14

Family

ID=7807003

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP97943772A Withdrawn EP0928364A1 (en) 1996-09-26 1997-09-12 Method of compensating pressure loss in a cooling air guide system in a gas turbine plant

Country Status (4)

Country Link
US (2) US6089010A (en)
EP (1) EP0928364A1 (en)
JP (1) JP2001504564A (en)
WO (1) WO1998013584A1 (en)

Families Citing this family (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE10027842A1 (en) * 2000-06-05 2001-12-20 Alstom Power Nv Gas turbine layout cooling system bleeds portion of film cooling air through turbine blade via inlet or outlet edge borings for direct blade wall service.
EP1245806B1 (en) * 2001-03-30 2005-08-03 Siemens Aktiengesellschaft Cooled gas turbine balde
US7225624B2 (en) * 2004-06-08 2007-06-05 Allison Advanced Development Company Method and apparatus for increasing the pressure of cooling fluid within a gas turbine engine
US7093446B2 (en) * 2004-09-15 2006-08-22 General Electric Company Gas turbine engine having improved core system
US7096674B2 (en) * 2004-09-15 2006-08-29 General Electric Company High thrust gas turbine engine with improved core system
JP2008082247A (en) * 2006-09-27 2008-04-10 Mitsubishi Heavy Ind Ltd Gas turbine
JP4929217B2 (en) * 2008-03-28 2012-05-09 三菱重工業株式会社 Gas turbine, gas turbine intermediate shaft, and gas turbine compressor cooling method
DE102008052101A1 (en) * 2008-10-20 2010-04-22 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Compressor for a gas turbine
US8474266B2 (en) * 2009-07-24 2013-07-02 General Electric Company System and method for a gas turbine combustor having a bleed duct from a diffuser to a fuel nozzle
GB201015029D0 (en) * 2010-09-10 2010-10-20 Rolls Royce Plc Gas turbine engine
US8978387B2 (en) * 2010-12-21 2015-03-17 General Electric Company Hot gas path component cooling for hybrid pulse detonation combustion systems
EP2587021A1 (en) * 2011-10-24 2013-05-01 Siemens Aktiengesellschaft Gas turbine and method for guiding compressed fluid in a gas turbine
US9188337B2 (en) * 2012-01-13 2015-11-17 General Electric Company System and method for supplying a working fluid to a combustor via a non-uniform distribution manifold
US9347375B2 (en) * 2012-06-22 2016-05-24 General Electronic Company Hot EGR driven by turbomachinery
US20160069264A1 (en) * 2013-07-22 2016-03-10 Joseph D. Brostmeyer Gas turbine engine with turbine cooling and combustor air preheating
EP3068977B1 (en) 2013-11-14 2019-07-10 United Technologies Corporation Gas turbine vane assembly comprising a rotatable vane with protrusions on the pressure or suction side
US10563577B2 (en) 2016-08-22 2020-02-18 United Technologies Corporation Low rotor boost compressor for engine cooling circuit

Family Cites Families (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE909059C (en) * 1939-09-15 1954-04-12 Bayerische Motoren Werke Ag Air-cooled exhaust turbine impeller
DE918667C (en) * 1940-05-15 1954-09-30 Versuchsanstalt Fuer Luftfahrt Single-edged turbine wheel with internal cooling
NL72348C (en) * 1948-10-15
US2783965A (en) * 1949-02-01 1957-03-05 Birmann Rudolph Turbines
US2940257A (en) * 1953-03-27 1960-06-14 Daimler Benz Ag Cooling arrangement for a combustion turbine
US3663118A (en) * 1970-06-01 1972-05-16 Gen Motors Corp Turbine cooling control
US3936215A (en) 1974-12-20 1976-02-03 United Technologies Corporation Turbine vane cooling
US4236869A (en) * 1977-12-27 1980-12-02 United Technologies Corporation Gas turbine engine having bleed apparatus with dynamic pressure recovery
FR2732405B1 (en) 1982-03-23 1997-05-30 Snecma DEVICE FOR COOLING THE ROTOR OF A GAS TURBINE
DE3512714A1 (en) * 1985-04-09 1986-10-09 Klöckner-Humboldt-Deutz AG, 5000 Köln Gas turbine engine
US4901520A (en) * 1988-08-12 1990-02-20 Avco Corporation Gas turbine pressurized cooling system
FR2656657A1 (en) * 1989-12-28 1991-07-05 Snecma AIR COOLED TURBOMACHINE AND METHOD FOR COOLING THE SAME.
WO1992008044A1 (en) * 1990-10-25 1992-05-14 Transalta Resources Investment Corporation High temperature turbine
US5782076A (en) * 1996-05-17 1998-07-21 Westinghouse Electric Corporation Closed loop air cooling system for combustion turbines

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
See references of WO9813584A1 *

Also Published As

Publication number Publication date
US6089010A (en) 2000-07-18
WO1998013584A1 (en) 1998-04-02
US6305155B1 (en) 2001-10-23
JP2001504564A (en) 2001-04-03

Similar Documents

Publication Publication Date Title
DE60031744T2 (en) Turbine combustor assembly
EP2430315B1 (en) Flow device comprising a cavity cooling system
DE2913548C2 (en) Shaft cooling for a gas turbine engine
EP0928364A1 (en) Method of compensating pressure loss in a cooling air guide system in a gas turbine plant
EP1736635B1 (en) Air transfer system between compressor and turbine of a gas turbine engine
EP3059433B1 (en) Gas turbine engine with oil cooler in the engine cladding
EP2136052A1 (en) Turboprop engine comprising a device for creating a cooling air flow
DE112011104298B4 (en) Gas turbine engine with secondary air circuit
EP1111189B1 (en) Cooling air path for the rotor of a gas turbine engine
DE102011054388A1 (en) Inducer for a gas turbine system
DE1218800B (en) Gas turbine, in particular small gas turbine
EP1904717B1 (en) Hot gas-conducting housing element, protective shaft jacket, and gas turbine system
WO1999063204A1 (en) Gas turbine and method for cooling a turbine stage
EP1876335A1 (en) Secondary-air system for turbocharger turbine
EP1245806A1 (en) Cooled gas turbine balde
WO2005019621A1 (en) Diffuser arranged between the compressor and the combustion chamber of a gas turbine
EP1930544A1 (en) Turbine blade
WO2012107483A1 (en) Turbocharger with cooled turbine housing, cooled bearing housing, and a common coolant supply
DE102012208263A1 (en) Compressor device for turbomachine of jet engine, has secondary compressor that is designed such that air withdrawn after last compressor stage is supplied to secondary compressor, which is driven by gearbox of auxiliary device carrier
EP1164273B1 (en) Turbo jet engine with heat exchanger
EP2725203B1 (en) Cool air guide in a housing structure of a fluid flow engine
WO2001029425A1 (en) Method and device for cooling the flow in the radial gaps formed between rotors and stators of turbine-type machines
DE102010009477A1 (en) Aircraft gas turbine engine
DE2537308A1 (en) TURBOCHARGER COMPRESSORS
DE4442936A1 (en) Operating stationary gas turbine installation for silo combustion chamber

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: A1

Designated state(s): CH DE FR GB IT LI

17P Request for examination filed

Effective date: 19990319

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

Free format text: STATUS: THE APPLICATION IS DEEMED TO BE WITHDRAWN

18D Application deemed to be withdrawn

Effective date: 20000331