EP1138881A2 - Turbinengehäuse für eine axial durchströmte Gasturbine - Google Patents

Turbinengehäuse für eine axial durchströmte Gasturbine Download PDF

Info

Publication number
EP1138881A2
EP1138881A2 EP01106613A EP01106613A EP1138881A2 EP 1138881 A2 EP1138881 A2 EP 1138881A2 EP 01106613 A EP01106613 A EP 01106613A EP 01106613 A EP01106613 A EP 01106613A EP 1138881 A2 EP1138881 A2 EP 1138881A2
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
outer shell
turbine
inner component
turbine housing
hot gas
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
EP01106613A
Other languages
English (en)
French (fr)
Other versions
EP1138881A3 (de
EP1138881B1 (de
Inventor
Volker Eppler
Thomas Kollnberger
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.)
GE Vernova GmbH
Original Assignee
Alstom Technology AG
ABB Alstom Power NV
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 Alstom Technology AG, ABB Alstom Power NV filed Critical Alstom Technology AG
Publication of EP1138881A2 publication Critical patent/EP1138881A2/de
Publication of EP1138881A3 publication Critical patent/EP1138881A3/de
Application granted granted Critical
Publication of EP1138881B1 publication Critical patent/EP1138881B1/de
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Lifetime legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
    • F01D25/26—Double casings; Measures against temperature strain in casings
    • 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
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
    • F01D25/243—Flange connections; Bolting arrangements
    • 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
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines

Definitions

  • the present invention relates to a turbine housing for an axially flowing gas turbine, at least a hot gas space between a compressor stage and encloses a turbine stage and an outer shell as an outer boundary and an inner component has the hot gas space over an intermediate space separates from the outer shell.
  • Turbine housings manufactured are system-dependent limited in their mechanical and thermal resilience.
  • the object of the present invention is therein, a turbine housing for an axially flow To provide gas turbine that can be manufactured inexpensively is and very high pressures and temperatures withstands. So the turbine housing should be in the range of one Compressor end pressure of over 30 bar at temperatures can be operated from 550 to 570 ° C without any problems.
  • the task is with the turbine housing according to claim 1 solved.
  • Advantageous embodiments of this Housing are the subject of the dependent claims.
  • the invention Turbine housing that has at least one hot gas space between a compressor stage and a turbine stage encloses and an outer shell as an outer boundary has a separate from the outer shell provided internal component that the hot gas space over a Separate the space from the outer shell.
  • the inner component is like this over two axial interfaces connected to the outer shell that the space is sealed against the hot gas space.
  • the turbine housing according to the invention is thus out an outer shell and an inner component.
  • the inner component hereinafter also called the hot gas component referred to, designed so that it both the circumferential stresses due to the pressure difference between the hot gas space and the space as well as the high one withstands the temperature in the hot gas chamber.
  • This hot gas component is therefore preferably made of one high quality material.
  • the outer shell only needs to be sufficient have a rigid construction around the static ones Forces of the gas turbine transmitted and on the other hand the pressure difference between the gap and the To be able to withstand the surrounding atmosphere.
  • the temperature, that acts on the outer shell is due to the Separation from the hot gas space via the inner component and the space significantly reduced. This temperature load can be done by a suitable cooling air duct in the between the inner component and the outer shell formed space can also be counteracted. This also reduces that in steam and gas turbines known phenomenon of the so-called usually caused by a deformation of the stator becomes.
  • the Turbine housing is the inner component by surface pressure acting in the axial direction connected to the outer shell.
  • the outer shell preferably two inward circumferential Projections or webs as axial interfaces, on which the inner component is placed.
  • the inner component this requires sufficient flexibility in the axial direction have to over the entire operating cycle of the gas turbine at the axial interfaces to the outer housing sufficient surface pressure for the sealing effect to be achieved build up.
  • the sealing effect is preferred achieved by metallic sealing, both the axial interfaces as well as those in contact coming surfaces of the inner component metallic sealing surfaces exhibit.
  • the outer shell with the webs a sufficiently rigid construction have the due to the surface pressure for to absorb metallic sealing occurring axial forces. This configuration allows the invention Turbine housing realized in a very simple way become.
  • the materials for the outer shell and that Inner component selected such that during operation sufficient surface pressure between the interfaces the components for sealing are available.
  • the thermal coefficient of linear expansion of the material lower is preferably chosen for the inner component than that for the outer shell. Different thermal Strains due to the effects on both components different temperatures can be compensated become.
  • the materials are in any case chosen so that the sealing effect between the inner component and the outer shell during operation subsides.
  • a medium under Pressure in the space between the inner component and the outer shell can, for example, at a pressure of 32 bar in the hot gas space a pressure of 16 bar in the space be respected.
  • Inner component and outer shell must in this case only a pressure difference of Can withstand 16 bar.
  • the turbine housing according to the invention enables further that even at high pressure ratios of the Compressor and large component diameters smaller Flange fittings as well as simpler materials and geometries for the outer shell and the inner component can be chosen. This also leads to a reduction in the cost of providing a such turbine housing.
  • Another advantage is the simple manufacture of the housing, in which the inner component only clamped between the two axial interfaces must become. Other joining techniques that lead to thermal stresses or cracks might not be necessary.
  • FIG. 1 An example of a turbine housing for an axial Flow through gas turbine is shown schematically in Figure 1.
  • the figure shows the upper part of the Housing structure arranged symmetrically about a central axis 8.
  • the central axis corresponds to the axis the gas turbine along which the shaft with the turbine and compressor blades.
  • the housing is there from the outer shell 1 and the inner component 2.
  • both enclose the hot gas space 5 ring-like. It closes on the right (not shown) compressor stage 7, on the left Expansion space 6 side with the (not shown) Turbine stage.
  • the combustion chamber wall is in the hot gas chamber 5 9 (only schematically) indicated.
  • Form the combustion chamber can be any.
  • the hot gas chamber 5 contains the compressor stages 7 incoming compressed air at high Temperature and those escaping from the combustion chamber are called gases.
  • the hot gas chamber 5 is enclosed by the inner component 2. Between the inner component 2 and the outer shell 1 an annular space 3 is formed, which over the axial interfaces 4 sealed by the hot gas chamber 5 is.
  • the interfaces 4 are in the form of metallic sealing surfaces formed on the end faces of the inner member Press 2 so that a surface pressure is applied to the metallic densities is effected.
  • the inner component 2 is here during assembly with a defined assembly gap clamped between the two interfaces 4. In the transient driving area, during the start and parking, takes on an additional element (e.g. a built-in membrane seal) the sealing function. In normal operation, the outer shell 1 and the inner component 2 clamped together.
  • the interfaces themselves are in this case as radial revolutions or webs, the sealing surfaces of which are vertical run to the central axis 8.
  • Both outer shell 1 as well as inner component 2 have a in this area domed shape. With this form the Clamping the inner component 2 between the two axial interfaces 4 supported.
  • the seal between the hot gas chamber 5 and the Annulus 3 enables significantly different pressure conditions in the annulus than those in the hot gas space.
  • the Inner component 2 must therefore only the pressure difference between Wear hot gas space and annulus while the outer shell 1 only the pressure difference between Annulus 3 and the environment 10, that is, the atmospheric pressure, as well as the static forces of the gas turbine has to withstand.
  • the separation of the outer shell 1 from Hot gas space 5 via the inner component 2 and the annular space 3 further reduces the temperature load on the outer shell 1, so this is made of normal heat resistant Material can be made.
  • the outer shell 1 can be made of Stg41T can be made during higher temperature loads exposed inner component 2 for example is made from the material Stg10T.
  • Figure 2 shows the same embodiment again in a perspective sectional view.
  • the curved shape of the outer shell 1 and the inner component 2 with the intermediate Annulus 3 can be seen very well.
  • the two are the same axial interfaces 4 through by the outer shell 1 inward circumferential webs are formed, evident. These interfaces 4 are preferred made integrally with the outer shell.
  • the outer shell 1 of such a turbine housing can be made very easily with a casting technique become. That separating the hot gas space 5 from the annular space 3 Inner component 2 then only has to be between the two Interfaces 4 are clamped.
  • Suitable material differences between the material of the inner component 2 and the material of the outer shell 1 enable an almost temperature-independent Surface pressure of the inner component 2 on the axial Interfaces 4.
  • the feeders for the supply of a medium, for example a cooling medium like air, not recognizable in the annular space 3.
  • a prescribable pressure can be set via these feeds maintained in the annulus.

Landscapes

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

Abstract

Die vorliegende Erfindung betrifft ein Turbinengehäuse für eine axial durchströmte Gasturbine. Das Turbinengehäuse umschließt zumindest einen Heißgasraum (5) zwischen einer Verdichterstufe (7) und einer Turbinenstufe (6) und weist eine Außenschale (1) als äußere Begrenzung sowie ein getrennt von der Außenschale vorgesehenes Innenbauteil (2) auf, das den Heißgasraum über einen Zwischenraum (3) von der Außenschale abtrennt. Das Innenbauteil (2) ist über zwei axiale Schnittstellen (4) derart mit der Außenschale (1) verbunden, daß der Zwischenraum (3) gegen den Heißgasraum (5) abgedichtet ist.
Aufgrund dieser Bauweise hält das Turbinengehäuse höheren Verdichterenddrücken und Temperaturen stand und kann auf kostengünstige Weise hergestellt werden.

Description

Technisches Gebiet
Die vorliegende Erfindung betrifft ein Turbinengehäuse für eine axial durchströmte Gasturbine, das zumindest einen Heißgasraum zwischen einer Verdichterstufe und einer Turbinenstufe umschließt und eine Außenschale als äußere Begrenzung sowie ein Innenbauteil aufweist, das den Heißgasraum über einen Zwischenraum von der Außenschale abtrennt.
Stand der Technik
Bei axial durchströmten Gasturbinen sind in der Regel die ein oder mehreren Verdichterstufen sowie die ein oder mehreren Turbinenstufen auf einer einzigen Welle angeordnet. Die aus dem Verdichter strömende hochkomprimierte und erhitzte Luft wird einer innerhalb des Turbinengehäuses zwischen Verdichterstufe und Turbinenstufe liegenden Brennkammer zugeführt. Aufgrund der in diesem Bereich auftretenden hohen Druckwerte und Temperaturen ist das Turbinengehäuse einer hohen Belastung ausgesetzt.
Die Entwicklung hochverdichtender Kompressoren mit steigenden Verdichterendtemperaturen führt zu immer höheren Anforderungen an die mechanische und thermische Stabilität des Turbinengehäuses. Für die mit steigendem Druckverhältnis zunehmende thermische und mechanische Belastung müssen ständig hochwertigere Materialien gefunden und eingesetzt werden. Gleichzeitig müssen immer größere Trennflanschverschraubungen für das Turbinengehäuse vorgesehen werden, um diesen Belastungen standzuhalten. Beides verteuert die Anlagen in erheblichem Maße.
Ein weiterer begrenzender Faktor sind die im Industriegasturbinenbereich eingesetzten Fertigungsverfahren, bei denen die das Turbinengehäuse bildenden Außenschalen gegossen werden. Mit derartigen Gussverfahren hergestellte Turbinengehäuse sind jedoch systembedingt in ihrer mechanischen und thermischen Belastbarkeit begrenzt.
Darstellung der Erfindung
Die Aufgabe der vorliegenden Erfindung besteht darin, ein Turbinengehäuse für eine axial durchströmte Gasturbine bereitzustellen, das kostengünstig herzustellen ist und sehr hohen Drücken und Temperaturen standhält. So soll das Turbinengehäuse im Bereich eines Verdichterenddruckes von über 30 bar bei Temperaturen von 550 bis 570°C problemlos betrieben werden können.
Die Aufgabe wird mit dem Turbinengehäuse nach Anspruch 1 gelöst. Vorteilhafte Ausgestaltungen dieses Gehäuses sind Gegenstand der Unteransprüche. Das erfindungsgemäße Turbinengehäuse, das zumindest einen Heißgasraum zwischen einer Verdichterstufe und einer Turbinenstufe umschließt und eine Außenschale als äußere Begrenzung aufweist, hat ein getrennt von der Außenschale vorgesehenes Innenbauteil, das den Heißgasraum über einen Zwischenraum von der Außenschale abtrennt. Das Innenbauteil ist über zwei axiale Schnittstellen derart mit der Außenschale verbunden, dass der Zwischenraum gegen den Heißgasraum abgedichtet ist.
Das erfindungsgemäße Turbinengehäuse ist somit aus einer Außenschale und einem inneren Bauteil zusammengesetzt. Durch die Anordnung der beiden Bestandteile weist der zwischen dem Innenbauteil und der Außenschale gebildete Zwischenraum einen geringeren Druck und eine geringere Temperatur auf als der vom Innenbauteil umschlossene Heißgasraum. Dies wird insbesondere durch die Abdichtung des Zwischenraums vom Heißgasraum ermöglicht. Über geeignete Zuführungen zu diesem Zwischenraum kann darin ein vorgebbarer Druck eingestellt werden.
Durch diese Aufteilung des erfindungsgemäßen Turbinengehäuses in Außenschale und Innenbauteil werden die thermischen und mechanischen Belastungen während des Betriebes auf beide Bauteile aufgeteilt. Hierbei ist das Innenbauteil, im folgenden auch als Heißgasbauteil bezeichnet, derart ausgestaltet, dass es sowohl den Umfangsspannungen aufgrund des Druckunterschiedes zwischen Heißgasraum und Zwischenraum wie auch der hohen im Heißgasraum vorliegenden Temperatur standhält. Dieses Heißgasbauteil wird daher vorzugsweise aus einem hochwertigen Material gefertigt.
Die Außenschale muss lediglich eine ausreichend steife Konstruktion aufweisen um einerseits die statischen Kräfte der Gasturbine übertragen und andererseits dem Druckunterschied zwischen dem Zwischenraum und der Umgebungsatmosphäre stand halten zu können. Die Temperatur, die auf die Außenschale wirkt, ist aufgrund der Abtrennung vom Heißgasraum über das Innenbauteil und den Zwischenraum deutlich vermindert. Dieser Temperaturbelastung kann durch eine geeignete Kühlluftführung in dem zwischen dem Innenbauteil und der Außenschale gebildeten Zwischenraum zusätzlich entgegengewirkt werden. Dies vermindert ebenfalls das bei Dampf- und Gasturbinen bekannte Phänomen des sog. "Katzbuckelns" das in der Regel durch eine Verformung des Stators hervorgerufen wird.
Durch den erfindungsgemäßen Aufbau des Turbinengehäuses kann dieses bei Verdichterenddrücken von über 30 bar und den damit zusammenhängenden hohen Temperaturen betrieben werden. Durch die reduzierten Anforderungen an die Außenschale läßt sich diese mit konventionellen Gussmethoden und einfachen Werkstoffen herstellen, während hochwertige Werkstoffe nur für das den hohen Temperatur- und Druckbereichen ausgesetzte Innenbauteil erforderlich sind.
In einer sehr vorteilhaften Ausführungsform des erfindungsgemäßen Turbinengehäuses ist das Innenbauteil durch in axiale Richtung wirkende Flächenpressung mit der Außenschale verbunden. Hierbei weist die Außenschale vorzugsweise zwei nach innen gerichtete umlaufende Vorsprünge oder Stege als axiale Schnittstellen auf, auf die das Innenbauteil aufsetzt. Das Innenbauteil muss hierzu genügend Flexibilität in axialer Richtung aufweisen, um über den gesamten Betriebszyklus der Gasturbine an den axialen Schnittstellen zum Außengehäuse genügend Flächenpressung für die zu erzielende Dichtwirkung aufzubauen. Die Dichtwirkung wird vorzugsweise durch metallisches Dichten erzielt, wobei sowohl die axialen Schnittstellen wie auch die damit in Berührung kommenden Flächen des Innenbauteils metallische Dichtflächen aufweisen. Selbstverständlich muss die Außenschale mit den Stegen eine ausreichend steife Konstruktion aufweisen, um die aufgrund der Flächenpressung für metallisches Dichten auftretenden axialen Kräfte aufzunehmen. Durch diese Ausgestaltung kann das erfindungsgemäße Turbinengehäuse auf sehr einfache Weise realisiert werden.
In einer weiteren Ausgestaltung des Turbinengehäuses werden die Werkstoffe für die Außenschale und das Innenbauteil derart gewählt, dass während des Betriebs eine ausreichende Flächenpressung zwischen den Schnittstellen der Bauteile zur Abdichtung vorhanden ist. Der thermische Längenausdehnungskoeffizient des Werkstoffes für das Innenbauteil wird vorzugsweise geringer gewählt als der für die Außenschale. Unterschiedliche thermische Dehnungen aufgrund der auf beide Bauteile wirkenden unterschiedlichen Temperaturen können dadurch ausgeglichen werden. Die Materialien werden in jedem Falle so gewählt, dass die Dichtwirkung zwischen dem Innenbauteil und der Außenschale während des Betriebes nicht nachlässt.
Durch geeignete Zuführung eines Mediums unter Druck in den Zwischenraum zwischen Innenbauteil und Außenschale kann beispielsweise bei einem Druck von 32 bar im Heißgasraum ein Druck von 16 bar im Zwischenraum eingehalten werden. Innenbauteil und Außenschale müssen in diesem Fall nur jeweils einem Druckunterschied von 16 bar standhalten können.
Das erfindungsgemäße Turbinengehäuse ermöglicht weiterhin, dass auch bei hohen Druckverhältnissen des Verdichters und großen Durchmessern der Bauteile kleinere Trennflanchverschraubungen sowie einfachere Materialien und Geometrien für die Außenschale und das Innenbauteil gewählt werden können. Auch dies führt zu einer Reduzierung der Kosten für die Bereitstellung eines derartigen Turbinengehäuses.
Ein weiterer Vorteil liegt in der einfachen Herstellung des Gehäuses, bei dem das Innenbauteil lediglich zwischen den beiden axialen Schnittstellen eingespannt werden muss. Weitere Verbindungstechniken, die zu thermischen Spannungen oder Rissbildungen führen könnten, sind hierbei nicht erforderlich.
Kurze Beschreibung der Erfindung
Das erfindungsgemäße Turbinengehäuse wird nachfolgend ohne Beschränkung des allgemeinen Erfindungsgedankens anhand eines Ausführungsbeispiels in Verbindung mit den Zeichnungen nochmals erläutert. Hierbei zeigen:
Figur 1
schematisch einen Schnitt durch ein beispielhaftes Turbinengehäuse; und
Figur 2
das Turbinengehäuse aus Figur 1 in perspektivischer Schnittansicht.
Wege zur Ausführung der Erfindung
Ein Beispiel eines Turbinengehäuse für eine axial durchströmte Gasturbine ist schematisch in Figur 1 dargestellt. Die Figur zeigt hierbei den oberen Teil der symmetrisch um eine Mittelachse 8 angeordneten Gehäusestruktur. Die Mittelachse entspricht hierbei der Achse der Gasturbine, entlang der die Welle mit den Turbinen- und Verdichterschaufeln verläuft. Das Gehäuse besteht aus der Außenschale 1 und dem Innenbauteil 2. Beide umschließen im vorliegenden Fall den Heißgasraum 5 ringartig. Auf der rechten Seite schließt sich die (nicht dargestellte) Verdichterstufe 7, auf der linken Seite der Expansionsraum 6 mit der (nicht dargestellten) Turbinenstufe an. Im Heißgasraum 5 ist die Brennkammerwandung 9 (nur schematisch) angedeutet. Die Form der Brennkammer kann beliebig ausfallen. Hierbei können sowohl Ringbrennkammern wie auch mehrstufige Brennkammern, wie sie aus dem Stand der Technik bekannt sind, vorgesehen sein. Der Heißgasraum 5 enthält von den Verdichterstufen 7 eingeströmte verdichtete Luft auf hoher Temperatur sowie die aus der Brennkammer entweichenden heißen Gase.
Der Heißgasraum 5 wird vom Innenbauteil 2 umschlossen. Zwischen dem Innenbauteil 2 und der Außenschale 1 ist ein Ringraum 3 gebildet, der über die axialen Schnittstellen 4 vom Heißgasraum 5 abgedichtet ist. Die Schnittstellen 4 sind als metallische Dichtflächen ausgebildet, auf die die Endflächen des Innenbauteiles 2 drücken, so dass eine Flächenpressung zum metallischen Dichten bewirkt wird. Das Innenbauteil 2 ist hierbei während der Montage mit definiertem Montagespalt zwischen die beiden Schnittstellen 4 eingespannt. Im transienten Fahrbereich, während des Starts und dem Abstellen, übernimmt ein zusätzliches Element (z.B. eine eingebaute Membrandichtung) die Dichtfunktion. Im normalen Betriebsfall sind Außenschale 1 und Innenbauteil 2 miteinander verspannt. Die Schnittstellen selbst sind in diesem Fall als radial umlaufende Erhebungen bzw. Stege ausgeführt, deren Dichtflächen senkrecht zur Mittelachse 8 verlaufen. Sowohl Außenschale 1 als auch Innenbauteil 2 weisen in diesem Bereich eine nach außen gewölbte Form auf. Durch diese Form wird die Einspannung des Innenbauteils 2 zwischen die beiden axialen Schnittstellen 4 unterstützt.
Die Abdichtung zwischen dem Heißgasraum 5 und dem Ringraum 3 ermöglicht deutlich andere Druckverhältnisse im Ringraum als die, die im Heißgasraum vorliegen. Das Innenbauteil 2 muss somit nur die Druckdifferenz zwischen Heißgasraum und Ringraum tragen, während die Außenschale 1 lediglich den Druckunterschied zwischen Ringraum 3 und der Umgebung 10, das heißt dem Atmosphärendruck, sowie den statischen Kräften der Gasturbine standhalten muss. Die Trennung der Außenschale 1 vom Heißgasraum 5 über das Innenbauteil 2 und den Ringraum 3 erniedrigt weiterhin die Temperaturbelastung der Außenschale 1, so dass diese aus normal wärmebeständigem Material gefertigt werden kann.
So kann die Außenschale 1 beispielsweise aus Stg41T gefertigt sein, während das höheren Temperaturbelastungen ausgesetzte Innenbauteil 2 beispielsweise aus dem Werkstoff Stg10T gefertigt wird.
Bei herkömmlich ausgestalteten Turbinengehäusen müsste das gesamte Gehäuse aus dem hochwertigeren Material gebildet werden. Auch in diesem Fall würde ein derartiges Gehäuse in Gussform möglicherweise den hohen Innendrücken nicht standhalten können.
Im Gegensatz dazu muss beim erfindungsgemäßen Turbinengehäuse lediglich das Innenbauteil aus einem hochwertigen wärmebeständigen Material gebildet werden, während die Außenschale in herkömmlicher Weise gegossen werden kann. Dies reduziert zum einen die Kosten, zum anderen hält diese Konstruktion einem höheren Verdichterenddruck stand.
Figur 2 zeigt das gleiche Ausführungsbeispiel nochmals in perspektivischer Schnittdarstellung. In dieser Ansicht ist die gewölbte Form der Außenschale 1 sowie des Innenbauteils 2 mit dem dazwischen liegenden Ringraum 3 sehr gut zu erkennen. Ebenso sind die beiden axialen Schnittstellen 4, die durch von der Außenschale 1 nach innen gerichtete umlaufende Stege gebildet werden, ersichtlich. Diese Schnittstellen 4 werden vorzugsweise integral mit der Außenschale gefertigt.
Die Außenschale 1 eines derartigen Turbinengehäuses kann sehr einfach mit einer Gusstechnik hergestellt werden. Das den Heißgasraum 5 vom Ringraum 3 abtrennende Innenbauteil 2 muss dann lediglich zwischen die beiden Schnittstellen 4 eingespannt werden.
Geeignete Materialunterschiede zwischen dem Werkstoff des Innenbauteils 2 und dem Werkstoff der Außenschale 1 ermöglichen eine nahezu temperaturunabhängige Flächenpressung des Innenbauteils 2 auf die axialen Schnittstellen 4. In der Figur sind die Zuführungen für die Zufuhr eines Mediums, beispielsweise eines Kühlmediums wie Luft, in den Ringraum 3 nicht zu erkennen. Über diese Zuführungen läßt sich ein vorgebbarer Druck im Ringraum aufrechterhalten.
Bezugszeichenliste
1
Außenschale
2
Innenbauteil
3
Ringraum
4
Axiale Schnittstelle
5
Heißgasraum
6
Expansionsraum (Turbinenstufe)
7
Verdichterstufe
8
Mittelachse
9
Brennkammerwandung
10
Umgebung

Claims (7)

  1. Turbinengehäuse für eine axial durchströmte Gasturbine, das zumindest einen Heißgasraum (5) zwischen einer Verdichterstufe (7) und einer Turbinenstufe (6) umschließt und eine Außenschale (1) als äußere Begrenzung sowie ein Innenbauteil (2) aufweist, das den Heißgasraum über einen Zwischenraum (3) von der Außenschale (1) abtrennt,
    wobei das Innenbauteil (2) über zwei axiale Schnittstellen (4) derart mit der Außenschale (1) verbunden ist, daß der Zwischenraum (3) gegen den Heißgasraum (5) abgedichtet ist.
  2. Turbinengehäuse nach Anspruch 1,
    dadurch gekennzeichnet, daß das Innenbauteil (2) zwischen den axialen Schnittstellen (4) eingespannt ist, so daß die Verbindung mit der Außenschale (1) durch in axialer Richtung wirkende Flächenpressung erfolgt.
  3. Turbinengehäuse nach Anspruch 2,
    dadurch gekennzeichnet, daß die Außenschale (1) und das Innenbauteil (2) aus derart unterschiedlichen Werkstoffen gebildet sind, daß sich beim Betrieb der Gasturbine ausreichend Flächenpressung an den axialen Schnittstellen (4) einstellt, um den Zwischenraum (3) gegen den Heißgasraum (5) abzudichten.
  4. Turbinengehäuse nach einem der Ansprüche 1 bis 3,
    dadurch gekennzeichnet, daß die axialen Schnittstellen (4) als metallische Dichtflächen ausgebildet sind.
  5. Turbinengehäuse nach einem der Ansprüche 1 bis 4,
    dadurch gekennzeichnet, daß Außenschale (1) und Innenbauteil (2) den Heißgasraum (5) ringförmig umschließen.
  6. Turbinengehäuse nach einem der Ansprüche 1 bis 5,
    dadurch gekennzeichnet, daß das Innenbauteil (2) eine nach außen gewölbte Form aufweist.
  7. Turbinengehäuse nach einem der Ansprüche 1 bis 6,
    dadurch gekennzeichnet, daß die Außenschale (1) eine oder mehrere Öffnungen für die Zufuhr eines Mediums zum Zwischenraum (3) aufweist.
EP01106613A 2000-03-31 2001-03-16 Turbinengehäuse für eine axial durchströmte Gasturbine Expired - Lifetime EP1138881B1 (de)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE10016082A DE10016082A1 (de) 2000-03-31 2000-03-31 Turbinengehäuse für eine axial durchströmte Gasturbine
DE10016082 2000-03-31

Publications (3)

Publication Number Publication Date
EP1138881A2 true EP1138881A2 (de) 2001-10-04
EP1138881A3 EP1138881A3 (de) 2003-10-08
EP1138881B1 EP1138881B1 (de) 2005-08-03

Family

ID=7637141

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP01106613A Expired - Lifetime EP1138881B1 (de) 2000-03-31 2001-03-16 Turbinengehäuse für eine axial durchströmte Gasturbine

Country Status (4)

Country Link
US (1) US6484511B2 (de)
EP (1) EP1138881B1 (de)
CN (1) CN1320764A (de)
DE (2) DE10016082A1 (de)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2009250A3 (de) * 2007-06-29 2011-01-05 General Electric Company Ringförmiges Turbinengehäuse von einem Gasturbinentriebwerk und entsprechende Turbinenanordnung
US8197186B2 (en) 2007-06-29 2012-06-12 General Electric Company Flange with axially extending holes for gas turbine engine clearance control

Families Citing this family (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SE0300261D0 (sv) * 2003-01-31 2003-01-31 Electrolux Home Prod Corp Refrigerator with drawer
US7909569B2 (en) * 2005-06-09 2011-03-22 Pratt & Whitney Canada Corp. Turbine support case and method of manufacturing
US7784261B2 (en) * 2006-05-25 2010-08-31 Siemens Energy, Inc. Combined cycle power plant
CN109098780B (zh) * 2018-05-24 2024-05-14 中车大连机车研究所有限公司 一种涡轮增压器燃气废气进排气壳体

Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5657625A (en) 1994-06-17 1997-08-19 Mitsubishi Jidosha Kogyo Kabushiki Kaisha Apparatus and method for internal combustion engine control

Family Cites Families (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2417835A (en) * 1936-09-25 1947-03-25 Harry H Moore Combustion device
US2575070A (en) * 1948-04-06 1951-11-13 William A Reed Jacketed combustion pot with fuel and air nozzle head
US2599654A (en) * 1949-04-04 1952-06-10 Curtiss Wright Corp Stator blade construction
US2702454A (en) * 1951-06-07 1955-02-22 United Aircraft Corp Transition piece providing a connection between the combustion chambers and the turbine nozzle in gas turbine power plants
US3088281A (en) * 1956-04-03 1963-05-07 Bristol Siddeley Engines Ltd Combustion chambers for use with swirling combustion supporting medium
US3772881A (en) * 1970-06-04 1973-11-20 Texaco Ag Apparatus for controllable in-situ combustion
US3842595A (en) * 1972-12-26 1974-10-22 Gen Electric Modular gas turbine engine
GB2168755B (en) * 1984-12-08 1988-05-05 Rolls Royce Improvements in or relating to gas turbine engines
JP3564286B2 (ja) * 1997-12-08 2004-09-08 三菱重工業株式会社 ガスタービン静翼の段間シールアクティブクリアランス制御システム
DE19821889B4 (de) * 1998-05-15 2008-03-27 Alstom Verfahren und Vorrichtung zur Durchführung von Reparatur- und/oder Wartungsarbeiten im Innengehäuse einer mehrschaligen Turbomaschine

Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5657625A (en) 1994-06-17 1997-08-19 Mitsubishi Jidosha Kogyo Kabushiki Kaisha Apparatus and method for internal combustion engine control

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2009250A3 (de) * 2007-06-29 2011-01-05 General Electric Company Ringförmiges Turbinengehäuse von einem Gasturbinentriebwerk und entsprechende Turbinenanordnung
US8197186B2 (en) 2007-06-29 2012-06-12 General Electric Company Flange with axially extending holes for gas turbine engine clearance control
US8393855B2 (en) 2007-06-29 2013-03-12 General Electric Company Flange with axially curved impingement surface for gas turbine engine clearance control

Also Published As

Publication number Publication date
CN1320764A (zh) 2001-11-07
DE50106934D1 (de) 2005-09-08
DE10016082A1 (de) 2001-10-04
EP1138881A3 (de) 2003-10-08
US6484511B2 (en) 2002-11-26
EP1138881B1 (de) 2005-08-03
US20010025479A1 (en) 2001-10-04

Similar Documents

Publication Publication Date Title
DE60201467T2 (de) Gasturbinenbrennkammer aus Verbundwerkstoff mit keramischer Matrix
DE60203959T2 (de) Luftgekühltes Abgasgehäuse für eine Gasturbine
DE60222324T2 (de) Befestigung von metallischen Aufsätzen auf CMC-Turbomaschinenbrennkammerwänden
EP1631736B1 (de) Abgasturbine für einen abgasturbolader
EP0991891B1 (de) Vorrichtung zum verbinden von leitungsabschnitten
EP2655889B1 (de) Turbomaschinengehäuse mit durch sperrgas abgedichteter teilfuge (bzw. flanschverbindung)
EP3548705B1 (de) Turbolader
EP3315802A1 (de) Rotationssystem mit axialer gaslagerung
EP1138881B1 (de) Turbinengehäuse für eine axial durchströmte Gasturbine
DE602004006656T2 (de) Gleitringdichtung für drehende Maschinen
EP2396517B1 (de) Dreischalige dampfturbine
EP3999721B1 (de) Turbinengehäuse mit einem spannungsarmen verbindungsflansch und abgasturbine mit einem solchen turbinengehäuse
DE3830762A1 (de) Einrichtung zur halterung eines mantelringes in gasturbinen
EP3571380A1 (de) Turbinengehäuse und verfahren zur montage einer turbine mit einem turbinengehäuses
CH713701B1 (de) Turbolader.
EP2474744A1 (de) Ringförmiger Strömungskanal für einen Axialverdichter
DE102012223462B3 (de) Backup Dichtung in Kompaktbauweise bei einem Gehäuse einer Strömungsmaschine
EP1933038B1 (de) Turbomaschinengehäuse
DE102010036071A1 (de) Gehäuseseitige Struktur einer Turbomaschine
DE202013003855U1 (de) Untersuchungseinrichtung sowie Multi-Inlet-Vakuumpumpe
DE112023003233T5 (de) Rotor, Rotationsmaschine und Verfahren zum Zusammenbau eines Rotors
EP2993306B1 (de) Flugzeugtriebwerk mit luftleitvorrichtung
DE3835341A1 (de) Kreiselverdichter mit horizontaler teilungsebene
DE3731901C2 (de)
DE102016202940A1 (de) Vorrichtung zum Komprimieren oder Expandieren eines Fluids, Verdichter und Turbine

Legal Events

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

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009012

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: A2

Designated state(s): AT BE CH CY DE DK ES FI FR GB GR IE IT LI LU MC NL PT SE TR

AX Request for extension of the european patent

Free format text: AL;LT;LV;MK;RO;SI

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

Owner name: ALSTOM POWER N.V.

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

Owner name: ALSTOM (SWITZERLAND) LTD

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

Owner name: ALSTOM (SWITZERLAND) LTD

PUAL Search report despatched

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009013

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: A3

Designated state(s): AT BE CH CY DE DK ES FI FR GB GR IE IT LI LU MC NL PT SE TR

AX Request for extension of the european patent

Extension state: AL LT LV MK RO SI

RIC1 Information provided on ipc code assigned before grant

Ipc: 7F 01D 25/14 B

Ipc: 7F 01D 25/26 A

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

Owner name: ALSTOM TECHNOLOGY LTD

17P Request for examination filed

Effective date: 20040320

AKX Designation fees paid

Designated state(s): DE GB

17Q First examination report despatched

Effective date: 20040625

GRAP Despatch of communication of intention to grant a patent

Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOSNIGR1

GRAS Grant fee paid

Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOSNIGR3

GRAA (expected) grant

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009210

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: B1

Designated state(s): DE GB

REG Reference to a national code

Ref country code: GB

Ref legal event code: FG4D

Free format text: NOT ENGLISH

REF Corresponds to:

Ref document number: 50106934

Country of ref document: DE

Date of ref document: 20050908

Kind code of ref document: P

GBT Gb: translation of ep patent filed (gb section 77(6)(a)/1977)

Effective date: 20050917

PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: DE

Payment date: 20060314

Year of fee payment: 6

PLBE No opposition filed within time limit

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009261

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

Free format text: STATUS: NO OPPOSITION FILED WITHIN TIME LIMIT

26N No opposition filed

Effective date: 20060504

GBPC Gb: european patent ceased through non-payment of renewal fee

Effective date: 20070316

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: DE

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20071002

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: GB

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20070316

PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: GB

Payment date: 20060322

Year of fee payment: 6