EP1138881B1 - Turbinengehäuse für eine axial durchströmte Gasturbine - Google Patents

Turbinengehäuse für eine axial durchströmte Gasturbine Download PDF

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EP1138881B1
EP1138881B1 EP01106613A EP01106613A EP1138881B1 EP 1138881 B1 EP1138881 B1 EP 1138881B1 EP 01106613 A EP01106613 A EP 01106613A EP 01106613 A EP01106613 A EP 01106613A EP 1138881 B1 EP1138881 B1 EP 1138881B1
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EP
European Patent Office
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outer shell
turbine
inner component
gas space
axial
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Volker Eppler
Thomas Kollnberger
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General Electric Technology GmbH
Original Assignee
Alstom Technology AG
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    • 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 flowed gas turbine, the at least a hot gas space between a compressor stage and a turbine stage encloses and an outer shell as outer boundary as well as an interior component comprising the hot gas space via a gap separated from the outer shell.
  • the object of the present invention is in it, a turbine housing for an axially flowed through
  • the inexpensive to manufacture is and very high pressures and temperatures withstand. So is the turbine housing in the area of a Compressor pressure of over 30 bar at temperatures from 550 to 570 ° C can be operated easily.
  • 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, the at least one hot gas space between a compressor stage and a turbine stage encloses and an outer shell as outer boundary has one, separated from the outer shell provided inner component, which the hot gas space via a Interspace separated from the outer shell.
  • the interior component is so over two axial interfaces connected to the outer shell that the gap is sealed against the hot gas space.
  • the inner component is between the axial Clamped interfaces, so that the connection unit of the outer shell by in axial direction acting surface squeeze he follows.
  • the turbine housing according to the invention is thus made an outer shell and an inner component assembled.
  • the arrangement of the two components has the between the inner component and the outer shell formed gap a lower pressure and a lower temperature than that enclosed by the inner component Hot gas space. This is especially through allows the sealing of the gap from the hot gas space.
  • About suitable feeds to this gap can be set in a predefinable pressure.
  • the inner component hereinafter also as hot gas component designated, such that it both the hoop stresses due to the pressure difference between hot gas space and gap as well as the high withstand the temperature prevailing in the hot gas space.
  • This hot gas component is therefore preferably made of a made of high quality material.
  • the outer shell has only one sufficient have stiff construction on the one hand, the static Transfer forces of the gas turbine and on the other hand the pressure difference between the gap and the Ambient atmosphere to be able to withstand.
  • the temperature, which acts on the outer shell is due to the Separation from the hot gas space via the inner component and significantly reduced the gap. This temperature load can by a suitable cooling air flow in between the inner member and the outer shell formed gap are additionally counteracted. This also reduces this in steam and gas turbines well-known phenomenon of the so-called "Katzbuckelns" the usually caused by a deformation of the stator becomes.
  • the outer shell preferably has two inwardly directed circumferential Projections or webs as axial interfaces, on which the inner component touches down.
  • the interior component This requires sufficient flexibility in the axial direction have over the entire operating cycle of the gas turbine at the axial interfaces to the outer housing enough surface pressure for the sealing effect to be achieved build.
  • the sealing effect is preferably achieved by metallic sealing, with both the axial interfaces as well as the ones in contact coming surfaces of the inner component metallic sealing surfaces exhibit.
  • the outer shell needs with the webs a sufficiently rigid construction have to due to the surface pressure for absorb metallic densities occurring axial forces.
  • the materials for the outer shell and the Interior component chosen such that during operation a sufficient surface pressure between the interfaces the components is present for sealing.
  • the thermal coefficient of linear expansion of the material for the inner component is preferably chosen lower as the one for the outer shell. Different thermal Strains due to acting on both components different temperatures can be compensated become.
  • the materials will be in any case chosen so that the sealing effect between the inner component and the outer shell during operation not subsides.
  • the turbine housing according to the invention allows Furthermore, that even under high pressure conditions of Compressor and large diameters of components smaller Separating flange fittings as well as simpler materials and geometries for the outer shell and the inner component can be chosen. This too leads to a reduction in the cost of providing a such turbine housing.
  • FIG. 1 An example of a turbine housing for an axial perfused gas turbine is shown schematically in Figure 1.
  • the figure shows the upper part of the symmetrically about a central axis 8 arranged housing structure.
  • the central axis corresponds to the axis the gas turbine, along which the shaft with the turbine and compressor blades passes.
  • the housing is made from the outer shell 1 and the inner component 2. Both enclose the hot gas space in the present case 5 ring-like.
  • On the right side closes the (not shown) compressor stage 7, on the left Side of the expansion space 6 with the (not shown) Turbine stage.
  • the combustion chamber wall 9 In the hot gas space 5 is the combustion chamber wall 9 (only schematically) indicated.
  • Form the combustion chamber can be arbitrary. Here you can both annular combustion chambers and multi-stage combustion chambers, as known in the art, be provided.
  • the hot gas space 5 contains from the compressor stages 7 incoming compressed air on high Temperature as well as the escaping from the combustion chamber hot gases.
  • the hot gas space 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 from the hot gas space 5 is.
  • the interfaces 4 are metallic sealing surfaces formed on the end surfaces of the inner component Press 2, so that a surface pressure for metallic densities is effected.
  • the interior component 2 This is during assembly with a defined mounting gap clamped between the two interfaces 4. In the transient driving range, during takeoff 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 inner component 2 braced together.
  • the interfaces themselves are in this case as radially encircling elevations or webs executed, the sealing surfaces vertically to the central axis 8 run.
  • Both outer shell 1 as well as inner component 2 have in this area outwardly arched shape. This shape is the Clamping of the inner component 2 between the two axial interfaces 4 supported.
  • the seal between the hot gas space 5 and the Annulus 3 allows significantly different pressure conditions in the annulus than those present in the hot gas space.
  • the Inner component 2 thus only needs the pressure difference between Hot gas space and annulus carry 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 must withstand.
  • the separation of the outer shell 1 from Hot gas space 5 via the inner component 2 and the annulus 3 further lowers the temperature load on the outer shell 1, so that these are made of normal heat-resistant Material can be manufactured.
  • the outer shell 1, for example Stg41T be made while the higher temperature loads exposed interior component 2, for example made of the material Stg10T.
  • Figure 2 shows the same embodiment again in a perspective sectional view.
  • This view is the curved shape of the outer shell. 1 and the inner member 2 with the intermediate one Annular space 3 very easy to recognize.
  • the two axial interfaces 4 through from the outer shell 1 inwardly directed circumferential webs are formed seen. These interfaces 4 are preferably made integral with the outer shell.
  • the outer shell 1 of such a turbine housing can be made very easily with a casting technique become.
  • the hot gas space 5 from the annular space 3 separating Inner component 2 then only has to be between the two Interfaces 4 are clamped.
  • Suitable material differences between the material the inner component 2 and the material of the outer shell 1 allow almost temperature independent Surface pressure of the inner component 2 on the axial Interfaces 4.
  • the feeds for the supply of a medium for example a cooling medium like air, can not be seen in the annulus 3.
  • About these feeds can be a predefinable pressure maintained in the annulus.

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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.
Aus US 4,716,721 ist eine axial durchströmte Gasturbine bekanntgeworden, bei der ein Turbinen gehäuse einen Heissgasraum zwischen einer Verdichterstate und einer Turbinen stufe umschliesst. Das Gehäuse weist eine Aussenschale als äussere Begrenzung auf, sowie ein Innenbauteil, das den Heissgas raum über einen Zwischen raum von der Aussenschale abtrennt. Das Innenbanteil ist über zwei axiale Schnittstellen derart mit der Aussenschale verbunden, dass der Zwischenranns gegenden Heissgas raum abgechichtet ist. Die Dichtwirkung wird dabei über axial wirken de Flansch ver schranbungen erreicht.
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 Innenbauteil ist zwischen den axialen Schnittstellen eingespannt, so, dass die Verbindung unit der Aussenschale durch in axiale Richtung wirkende Flächen pressung erfolgt.
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.
Die Außenschale weist 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 (6)

  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,
    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.
  2. Turbinengehäuse nach Anspruch 1,
    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.
  3. Turbinengehäuse nach einem der Ansprüche 1 oder 2,
    dadurch gekennzeichnet, daß die axialen Schnittstellen (4) als metallische Dichtflächen ausgebildet sind.
  4. Turbinengehäuse nach einem der Ansprüche 1 bis 3,
    dadurch gekennzeichnet, daß Außenschale (1) und Innenbauteil (2) den Heißgasraum (5) ringförmig umschließen.
  5. Turbinengehäuse nach einem der Ansprüche 1 bis 4,
    dadurch gekennzeichnet, daß das Innenbauteil (2) eine nach außen gewölbte Form aufweist.
  6. Turbinengehäuse nach einem der Ansprüche 1 bis 5,
    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)

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Publication Number Publication Date
EP1138881A2 EP1138881A2 (de) 2001-10-04
EP1138881A3 EP1138881A3 (de) 2003-10-08
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