EP2206885A1 - Gas turbine - Google Patents

Gas turbine Download PDF

Info

Publication number
EP2206885A1
EP2206885A1 EP09000161A EP09000161A EP2206885A1 EP 2206885 A1 EP2206885 A1 EP 2206885A1 EP 09000161 A EP09000161 A EP 09000161A EP 09000161 A EP09000161 A EP 09000161A EP 2206885 A1 EP2206885 A1 EP 2206885A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
vane
gas turbine
turbine
combustion chamber
vanes
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Withdrawn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
EP09000161A
Other languages
German (de)
French (fr)
Inventor
Fathi Ahmad
Giuseppe Gaio
Holger Dr. Grote
Christian Lerner
Mirko Milazar
Mathias Stutt
Thomas-Dieter Tenrahm
Bernd Vonnemann
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
Priority to EP09000161A priority Critical patent/EP2206885A1/en
Publication of EP2206885A1 publication Critical patent/EP2206885A1/en
Withdrawn legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • F01D9/042—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector fixing blades to stators
    • 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
    • F01D25/246—Fastening of diaphragms or stator-rings
    • 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
    • F01D5/30—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers
    • F01D5/32—Locking, e.g. by final locking blades or keys
    • F01D5/326—Locking of axial insertion type blades by other means
    • 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
    • F05D2220/321—Application in turbines in gas turbines for a special turbine stage
    • F05D2220/3212—Application in turbines in gas turbines for a special turbine stage the first stage of a turbine
    • 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
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/70—Disassembly methods
    • 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
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/55—Seals
    • F05D2240/56—Brush seals
    • 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
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/40—Movement of components
    • F05D2250/41—Movement of components with one degree of freedom
    • F05D2250/411—Movement of components with one degree of freedom in rotation

Definitions

  • the invention relates to a gas turbine with a combustion chamber, a number of vane rows and a vane carrier. It further relates to a gas and steam turbine plant with such a gas turbine.
  • Gas turbines are used in many areas to drive generators or work machines.
  • the energy content of a fuel is used to generate a rotational movement of a turbine shaft.
  • the fuel is burned in a combustion chamber, compressed air being supplied by an air compressor.
  • the working medium produced in the combustion chamber by the combustion of the fuel, under high pressure and at high temperature, is guided via a turbine unit arranged downstream of the combustion chamber, where it relaxes to perform work.
  • a number of rotor blades which are usually combined into blade groups or rows of blades, are arranged thereon and drive the turbine shaft via a momentum transfer from the working medium.
  • guide vanes are also usually arranged between adjacent rotor blade rows and connected to the turbine housing, which are combined into rows of guide blades. These are attached via a blade root to a usually hollow cylindrical or hollow cone-shaped guide blade carrier and fastened on its side facing the turbine axis via a blade head on a common inner ring of the respective guide blade row.
  • the vane support often consists of an upper and a lower half, which are interconnected by flanges.
  • a gas turbine in which an attempt is made to solve this problem by the guide vanes are fastened by means of a clamping device, such as a tie rod, so that a simple release of individual guide vanes and a removal in the axial direction through the combustion chamber of the gas turbine is possible.
  • a clamping device such as a tie rod
  • the invention is now based on the object of specifying a gas turbine, which further simplifies the exchange of vanes while maintaining a particularly high efficiency and is thus designed for a particularly short repair time.
  • This object is achieved according to the invention by fixing a number of vanes to the vane support by means of a dovetail joint oriented parallel to the turbine axis.
  • the invention is based on the consideration that a shortened repair time would be possible by a further simplified interchangeability of the vanes, if the attachment of the vanes on the vane support could be designed to be maintenance friendly. This can be achieved by replacing the previously known clamping connection with a tie rod by a simpler construction in the manner of a plug connection.
  • a particularly simple and secure connection is achieved by a dovetail connection. In order to enable the expansion of the guide vanes in the direction of the combustion chamber, this dovetail joint should be aligned parallel to the turbine axis.
  • the first turbine stage vane ie the vane closest to the combustor
  • the guide vane carrier should therefore advantageously be segmented in the region of the guide vane row closest to a combustion chamber of the gas turbine.
  • the combustion chamber of the gas turbine comprises a heat shield, which is arranged in the radial direction in the height of the dovetail joint.
  • the heat shield of the combustion chamber prevents the dovetail connection from being pushed out in the axial direction.
  • the heat shield is dismantled in the combustion chamber, whereby the dovetail joint is released and thus the vane can be pulled out in the direction of the combustion chamber. This allows a particularly simple assembly and disassembly while safe fixation of the vane.
  • the combustion chamber comprises a heat shield, which forms a wall of a groove in which one of the respective guide blade integrally formed spring is arranged.
  • a heat shield which forms a wall of a groove in which one of the respective guide blade integrally formed spring is arranged.
  • the guide vanes during operation of the gas turbine pendulum movements run.
  • the respective vane is attached to a vane holder, which is part of the vane carrier, and wherein the vane holder is movably mounted about an axis tangential to a radius about the turbine axis.
  • the vane carrier includes such a reciprocally supported vane holder
  • a gap is created between the vane holder and the rest of the vane carrier.
  • a brush seal is advantageously arranged between the guide blade holder and the rest of the guide blade carrier. Such a brush seal can compensate for the pendulum movements of the guide blade carrier and thus ensure a good seal of the guide blade carrier in each setting state of the oscillating guide vane holder.
  • the respective vane is advantageously secured to the vane support with a plurality of dovetail connections.
  • the respective dovetail connection has a stop on the side facing away from the combustion chamber of the gas turbine.
  • the respective vane is inserted during installation through the combustion chamber of the gas turbine in the dovetail joint and axially guided to the stop of the dovetail joint. This ensures a reliable securing of the guide vanes against the forces of the hot gas flowing past the guide vane during operation.
  • such a gas turbine is used in a gas and steam turbine power plant.
  • the advantages achieved by the invention are in particular that by fixing a number of vanes by means of a parallel to the turbine axis aligned dovetail connection to the guide vane
  • Particularly simple exchange of vanes of a row of vanes through the combustion chamber in the axial direction is possible.
  • the cost of replacing the blades is significantly reduced and the required period of silence of the gas turbine can be significantly reduced.
  • Such a simplified replacement, in particular the first vane stage directly after the combustion chamber also allows an increase in the outlet temperature in conjunction with an increase in the efficiency of the gas turbine, since the simplified exchange option of the vanes on their durability less consideration must be taken.
  • variable exchange concepts are conceivable during operation.
  • such a design enables a comparatively faster test of new prototypes of guide vanes, for example with novel coatings or new cooling concepts, through the simplified exchange in research and development.
  • the gas turbine 1 has a compressor 2 for combustion air, a combustion chamber 4 and a turbine unit 6 for driving the compressor 2 and a generator, not shown, or a working machine.
  • the turbine unit 6 and the compressor 2 are on a common turbine shaft 8, also referred to as a turbine rotor arranged, with which also the generator or the working machine is connected, and which is rotatably mounted about its turbine axis 9.
  • the running in the manner of an annular combustion chamber 4 is equipped with a number of burners 10 for the combustion of a liquid or gaseous fuel.
  • the turbine unit 6 has a number of rotatable blades 12 connected to the turbine shaft 8.
  • the blades 12 are arranged in a ring on the turbine shaft 8 and thus form a number of blade rows.
  • the turbine unit 6 comprises a number of stationary vanes 14, which are also attached in a donut-like manner to a vane support 16 of the turbine unit 6 to form rows of vanes.
  • the blades 12 serve to drive the turbine shaft 8 by momentum transfer from the turbine unit 6 flowing through the working medium M.
  • the vanes 14, however, serve to guide the flow of the working medium M between two seen in the flow direction of the working medium M consecutive blade rows or blade rings.
  • a successive pair of a ring of vanes 14 or a row of vanes and a ring of blades 12 or a blade row is also referred to as a turbine stage.
  • Each vane 14 has a blade root 18, which is arranged to fix the respective vane 14 on a vane support 16 of the turbine unit 6 as a wall element.
  • the blade root 18 is a thermally comparatively heavily loaded component which forms the outer boundary of a hot gas channel for the turbine unit 6 flowing through the working medium M.
  • Each blade 12 is fixed in a similar manner via a blade head 19 on the turbine shaft 8.
  • a guide ring 21 is arranged on a guide blade carrier 16 of the turbine unit 6.
  • the outer surface of each guide ring 21 is also exposed to the hot, the turbine unit 6 flowing through the working medium M and spaced in the radial direction from the outer end of the opposite blades 12 through a gap.
  • the guide rings 21 arranged between adjacent guide blade rows serve in particular as cover elements which protect the inner housing in the guide blade carrier 16 or other housing built-in components against thermal overstress by the hot working medium M flowing through the turbine 6.
  • the combustion chamber 4 is designed in the embodiment as a so-called annular combustion chamber, in which a plurality of circumferentially around the turbine shaft 8 arranged around burners 10 open into a common combustion chamber space.
  • the combustion chamber 4 is configured in its entirety as an annular structure which is positioned around the turbine shaft 8 around.
  • a particularly simple attachment of the guide vanes 14 on the guide blade carrier 16 is now intended to allow an expansion of the guide vanes 14, in particular of the first, that is, the combustion chamber 4 closest to the turbine stage. Such attachment is in FIG. 2 shown.
  • the guide blade 14 comprises two springs 30 which, with corresponding grooves 32 of the guide blade carrier 16, respectively form a dovetail connection 34 which extends in the axial direction with respect to the turbine.
  • the guide vanes 14 can be easily removed by pulling in the direction of the combustion chamber 4 and it is a particularly simple exchange possible.
  • the guide vane 14 of the first turbine stage is again in half-section in FIG. 3 shown.
  • the dovetail joint 34 with spring 30 on the vane 14 and groove 32.
  • the dovetail connection 34 has a stop 36.
  • the guide vane 14 is secured in the groove 32 by a mounted heat shield 38.
  • a corresponding attachment by means of a heat shield 40 is provided, which forms the wall 42 of a groove 44 in which a spring 46 of the vane 14 is arranged.
  • the vane support 16 includes a vane support 48 having the groove 32 in which the vane 14 is mounted.
  • the vane holder 48 is movably mounted about an axis 50 tangential to a radius about the turbine axis.
  • the vane holder 48 can compensate for corresponding oscillations of the vane 14.
  • brush seals 56 are arranged in the gaps 52 between the guide blade holder 48 and the remaining guide blade carrier 54. The brush seals 56 adapt to the variable gap dimensions by the pendulum movement of the guide vane holder 48 particularly well.
  • Such attachment of the vane 14 to the vane support 16 allows a significantly simplified repair by a particularly simple interchangeability of individual blades, in particular the first turbine stage with high efficiency of the gas turbine 1 can be achieved.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

The turbine has guide vanes (14) fastened to a guide vane holder (48) of a guide vane support (16) by dovetail joints (34), which are aligned parallel to a turbine axis. The holder is movably mounted around an axle (50), which is tangential to a radius around the turbine axis. Each guide vane is attached to a combustion chamber (4). The chamber includes a thermal shield (38), which is arranged in a radial direction in an extent of the joints. The shield forms a wall (42) of a groove (44) in which a spring is arranged. A brush seal (56) is arranged between the holder and the support.

Description

Die Erfindung betrifft eine Gasturbine mit einer Brennkammer, einer Anzahl von Leitschaufelreihen und einem Leitschaufelträger. Sie betrifft weiterhin eine Gas- und Dampfturbinenanlage mit einer derartigen Gasturbine.The invention relates to a gas turbine with a combustion chamber, a number of vane rows and a vane carrier. It further relates to a gas and steam turbine plant with such a gas turbine.

Gasturbinen werden in vielen Bereichen zum Antrieb von Generatoren oder von Arbeitsmaschinen eingesetzt. Dabei wird der Energieinhalt eines Brennstoffes zur Erzeugung einer Rotationsbewegung einer Turbinenwelle genutzt. Der Brennstoff wird dazu in einer Brennkammer verbrannt, wobei von einem Luftverdichter verdichtete Luft zugeführt wird. Das in der Brennkammer durch die Verbrennung des Brennstoffs erzeugte, unter hohem Druck und unter hoher Temperatur stehende Arbeitsmedium wird dabei über eine der Brennkammer nachgeschaltete Turbineneinheit geführt, wo es sich arbeitsleistend entspannt.Gas turbines are used in many areas to drive generators or work machines. In this case, the energy content of a fuel is used to generate a rotational movement of a turbine shaft. For this purpose, the fuel is burned in a combustion chamber, compressed air being supplied by an air compressor. The working medium produced in the combustion chamber by the combustion of the fuel, under high pressure and at high temperature, is guided via a turbine unit arranged downstream of the combustion chamber, where it relaxes to perform work.

Zur Erzeugung der Rotationsbewegung der Turbinenwelle sind dabei an dieser eine Anzahl von üblicherweise in Schaufelgruppen oder Schaufelreihen zusammengefassten Laufschaufeln angeordnet, die über einen Impulsübertrag aus dem Arbeitsmedium die Turbinenwelle antreiben. Zur Strömungsführung des Arbeitsmediums sind zudem üblicherweise zwischen benachbarten Laufschaufelreihen mit dem Turbinengehäuse verbundene, zu Leitschaufelreihen zusammengefasste Leitschaufeln angeordnet. Diese sind über einen Schaufelfuß an einem üblicherweise hohlzylinder- oder hohlkegelförmigen Leitschaufelträger befestigt und an ihrer der Turbinenachse zugewandten Seite über einen Schaufelkopf an einem der jeweiligen Leitschaufelreihe gemeinsamen Innenring befestigt. Bei stationären Gasturbinen besteht der Leitschaufelträger häufig aus einer oberen und einer unteren Hälfte, die über Flansche miteinander verbunden sind.To generate the rotational movement of the turbine shaft, a number of rotor blades, which are usually combined into blade groups or rows of blades, are arranged thereon and drive the turbine shaft via a momentum transfer from the working medium. For guiding the flow of the working medium, guide vanes are also usually arranged between adjacent rotor blade rows and connected to the turbine housing, which are combined into rows of guide blades. These are attached via a blade root to a usually hollow cylindrical or hollow cone-shaped guide blade carrier and fastened on its side facing the turbine axis via a blade head on a common inner ring of the respective guide blade row. In stationary gas turbines, the vane support often consists of an upper and a lower half, which are interconnected by flanges.

Bei der Auslegung derartiger Gasturbinen ist zusätzlich zur erreichbaren Leistung üblicherweise ein besonders hoher Wirkungsgrad ein Auslegungsziel. Eine Erhöhung des Wirkungsgrades lässt sich dabei aus thermodynamischen Gründen grundsätzlich durch eine Erhöhung der Austrittstemperatur erreichen, mit der das Arbeitsmedium aus der Brennkammer ab- und in die Turbineneinheit einströmt. Dabei werden Temperaturen von etwa 1.200 °C bis 1.500 °C für derartige Gasturbinen angestrebt und auch erreicht.In the design of such gas turbines in addition to the achievable power usually a particularly high efficiency is a design target. An increase in the efficiency can be achieved for thermodynamic reasons basically by increasing the outlet temperature at which the working fluid from the combustion chamber and flows into the turbine unit. Temperatures of about 1200 ° C to 1500 ° C for such gas turbines are sought and achieved.

Derartig hohe Temperaturen des Arbeitsmediums liegen jedoch weit über der Schmelztemperatur der beispielsweise im Abströmbereich der Brennkammer eingesetzten Komponentenmaterialien, so dass die kritischen Komponenten zur Sicherstellung der erforderlichen Funktion der Gasturbine stark gekühlt und mit komplexen Beschichtungssystemen geschützt werden müssen. Dabei kann es vereinzelt nicht ausgeschlossen werden, dass trotz Einsatz dieser hoch entwickelten und vielfach erprobten Technologien für die Kühlung und Beschichtung der Schaufeln ein vorzeitiger Austausch von Leitschaufeln erforderlich wird, da die Schaufelfunktion beispielsweise durch partiellen Verlust der Beschichtung oder Verschluss von Kühlluftbohrungen unzulässig beeinträchtigt wird. Bei großen stationären Gasturbinen kann eine solche Austauschmaßnahme bestenfalls mehrere Tage, im Schnitt jedoch ca. zwei Wochen dauern, so dass dadurch eine ungewollte und teure Unterbrechung des Betriebs der Gasturbine oder eines Gas- und Dampfturbinenkraftwerks, in dem die Gasturbine eingesetzt wird, verursacht wird.However, such high temperatures of the working medium are well above the melting temperature of the component materials used for example in the outflow of the combustion chamber, so that the critical components to ensure the required function of the gas turbine must be strongly cooled and protected with complex coating systems. In some cases, it can not be ruled out that, despite the use of these highly developed and proven technologies for the cooling and coating of the blades, premature replacement of guide vanes is necessary since the vane function is unduly impaired, for example, by partial loss of the coating or closure of cooling air bores. For large stationary gas turbines, such an exchange measure can last at best several days, but on average about two weeks, thereby causing an unwanted and expensive interruption of the operation of the gas turbine or a combined cycle power plant in which the gas turbine is used.

Aus der WO 2004/057158 A1 ist eine Gasturbine bekannt, in der versucht wird dieses Problem zu lösen, indem die Leitschaufeln mittels einer Klemmvorrichtung, beispielsweise eines Zugankers befestigt sind, so dass ein einfaches Lösen einzelner Leitschaufeln und eine Entnahme in axialer Richtung durch die Brennkammer der Gasturbine möglich ist.From the WO 2004/057158 A1 For example, a gas turbine is known in which an attempt is made to solve this problem by the guide vanes are fastened by means of a clamping device, such as a tie rod, so that a simple release of individual guide vanes and a removal in the axial direction through the combustion chamber of the gas turbine is possible.

Der Erfindung liegt nunmehr die Aufgabe zugrunde, eine Gasturbine anzugeben, welche unter Beibehaltung eines besonders hohen Wirkungsgrades den Austausch von Leitschaufeln weiter vereinfacht und somit für eine besonders kurze Reparaturdauer ausgelegt ist.The invention is now based on the object of specifying a gas turbine, which further simplifies the exchange of vanes while maintaining a particularly high efficiency and is thus designed for a particularly short repair time.

Diese Aufgabe wird erfindungsgemäß gelöst, indem eine Anzahl von Leitschaufeln mittels einer parallel zur Turbinenachse ausgerichteten Schwalbenschwanzverbindung am Leitschaufelträger befestigt ist.This object is achieved according to the invention by fixing a number of vanes to the vane support by means of a dovetail joint oriented parallel to the turbine axis.

Die Erfindung geht dabei von der Überlegung aus, dass eine verkürzte Reparaturdauer durch eine weiter vereinfachte Austauschbarkeit der Leitschaufeln möglich wäre, wenn die Befestigung der Leitschaufeln am Leitschaufelträger wartungsfreundlicher gestaltet werden könnte. Dies kann dadurch erreicht werden, dass die bisher bekannte Klemmverbindung mit einem Zuganker durch eine einfachere Konstruktion in der Art einer Steckverbindung ersetzt wird. Eine besonders einfache und sichere Verbindung ist dabei durch eine Schwalbenschwanzverbindung erreichbar. Um den Ausbau der Leitschaufeln in Richtung der Brennkammer zu ermöglichen, sollte diese Schwalbenschwanzverbindung dabei parallel zur Turbinenachse ausgerichtet sein.The invention is based on the consideration that a shortened repair time would be possible by a further simplified interchangeability of the vanes, if the attachment of the vanes on the vane support could be designed to be maintenance friendly. This can be achieved by replacing the previously known clamping connection with a tie rod by a simpler construction in the manner of a plug connection. A particularly simple and secure connection is achieved by a dovetail connection. In order to enable the expansion of the guide vanes in the direction of the combustion chamber, this dovetail joint should be aligned parallel to the turbine axis.

Die höchsten Temperaturen in der Gasturbine liegen am Austritt der Brennkammer vor. Somit ist die Leitschaufel der ersten Turbinenstufe, d. h. die Leitschaufel, die der Brennkammer am nächsten liegt, diesen höchsten Temperaturen ausgesetzt und unterliegt dem größten Verschleiß. Dementsprechend ist insbesondere bei dieser Turbinenleitschaufel ein vorzeitiger Austausch in Folge einer Beschädigung durch Zusetzen der Kühlluftbohren (z. B. durch nach innen aufoxidierende Kühlluftbohrungen) zu erwarten. Um den Austausch dieser Leitschaufeln besonders zu vereinfachen, sollte der Leitschaufelträger daher vorteilhafterweise im Bereich der einer Brennkammer der Gasturbine am nächsten liegenden Leitschaufelreihe segmentiert werden.The highest temperatures in the gas turbine are at the outlet of the combustion chamber. Thus, the first turbine stage vane, ie the vane closest to the combustor, is exposed to these highest temperatures and is subject to the greatest wear. Accordingly, premature replacement as a result of damage caused by clogging of the cooling air bores (eg by inwardly oxidizing cooling air bores) is to be expected in particular in the case of this turbine guide vane. In order to simplify the replacement of these guide vanes, the guide vane carrier should therefore advantageously be segmented in the region of the guide vane row closest to a combustion chamber of the gas turbine.

In vorteilhafter Ausgestaltung umfasst die Brennkammer der Gasturbine einen Hitzeschild, welcher in radialer Richtung in der Höhe der Schwalbenschwanzverbindung angeordnet ist. Durch eine derartige Anordnung verhindert der Hitzeschild der Brennkammer ein Herausschieben der Schwalbenschwanzverbindung in axialer Richtung. Zum Ausbau der entsprechenden Leitschaufel wird in der Brennkammer der Hitzeschild demontiert, wodurch die Schwalbenschwanzverbindung freigegeben wird und somit die Leitschaufel in Richtung Brennkammer herausgezogen werden kann. Dies ermöglicht eine besonders einfache Montage und Demontage bei gleichzeitig sicherer Fixierung der Leitschaufel.In an advantageous embodiment, the combustion chamber of the gas turbine comprises a heat shield, which is arranged in the radial direction in the height of the dovetail joint. By such an arrangement, the heat shield of the combustion chamber prevents the dovetail connection from being pushed out in the axial direction. To remove the corresponding vane, the heat shield is dismantled in the combustion chamber, whereby the dovetail joint is released and thus the vane can be pulled out in the direction of the combustion chamber. This allows a particularly simple assembly and disassembly while safe fixation of the vane.

In weiterer vorteilhafter Ausgestaltung umfasst die Brennkammer einen Hitzeschild, der eine Wand einer Nut bildet, in der eine der jeweiligen Leitschaufel angeformte Feder angeordnet ist. Damit wird auch eine einfache Fixierung der jeweiligen Leitschaufel an der Schaufelkopfseite ermöglicht. Die Leitschaufel wird in die Schwalbenschwanzverbindung geschoben und der Hitzeschild in die Brennkammer eingebaut. Die der Leitschaufel angeformte Feder sitzt dann in der vom Hitzeschild mitgeformten Nut und ist somit an der Schaufelkopfseite mittels einer Nut-Feder-Verbindung fixiert. Bei gleichzeitig guter Fixierung im Betriebszustand ist somit diese Leitschaufel durch Ausbau des Hitzeschildes bei Stillstand der Gasturbine besonders leicht entnehmbar.In a further advantageous embodiment, the combustion chamber comprises a heat shield, which forms a wall of a groove in which one of the respective guide blade integrally formed spring is arranged. This also allows a simple fixation of the respective vane on the blade head side. The vane is pushed into the dovetail connection and the heat shield is installed in the combustion chamber. The spring formed integrally with the guide blade then sits in the groove co-formed by the heat shield and is thus fixed to the blade head side by means of a tongue and groove connection. At the same time good fixation in the operating state, therefore, this vane is particularly easy to remove by removing the heat shield at standstill of the gas turbine.

Durch die thermische Ausdehnung im Heißgas der Gasturbine können die Leitschaufeln während des Betriebs der Gasturbine Pendelbewegungen (sog. Tilting) ausführen. Um diese notwendigen Pendelbewegungen der Leitschaufel aufzufangen, ist daher die jeweilige Leitschaufel an einem Leitschaufelhalter befestigt, welcher Bestandteil des Leitschaufelträgers ist, und wobei der Leitschaufelhalter um eine zu einem Radius um die Turbinenachse tangentialen Achse beweglich gelagert ist. Durch einen derartig drehbar gelagerten Leitschaufelhalter können Spannkräfte auf die Leitschaufel aufgefangen werden, die sonst zu eventuellen Beschädigungen führen könnten.Due to the thermal expansion in the hot gas of the gas turbine, the guide vanes during operation of the gas turbine pendulum movements (so-called. Tilting) run. In order to absorb these necessary oscillations of the vane, therefore, the respective vane is attached to a vane holder, which is part of the vane carrier, and wherein the vane holder is movably mounted about an axis tangential to a radius about the turbine axis. By such a rotatably mounted vane holder Tension forces can be absorbed on the vane, which could otherwise lead to possible damage.

Für den Fall, dass der Leitschaufelträger einen derartigen pendelnd gelagerten Leitschaufelhalter umfasst, entsteht ein Spalt zwischen Leitschaufelhalter und übrigem Leitschaufelträger. Um diesen Spalt gegen Eindringen von Heißgas aus dem Turbineninneren abzudichten, ist zwischen dem Leitschaufelhalter und dem übrigen Leitschaufelträger vorteilhafterweise eine Bürstendichtung angeordnet. Eine derartige Bürstendichtung kann die Pendelbewegungen des Leitschaufelträgers kompensieren und so in jedem Stellzustand des pendelnd gelagerten Leitschaufelhalters für eine gute Abdichtung des Leitschaufelträgers sorgen.In the event that the vane carrier includes such a reciprocally supported vane holder, a gap is created between the vane holder and the rest of the vane carrier. In order to seal this gap against penetration of hot gas from the turbine interior, a brush seal is advantageously arranged between the guide blade holder and the rest of the guide blade carrier. Such a brush seal can compensate for the pendulum movements of the guide blade carrier and thus ensure a good seal of the guide blade carrier in each setting state of the oscillating guide vane holder.

Um die Verbindung der Leitschaufel an ihrem Schaufelfuß mit dem Leitschaufelträger weiter zu verstärken, ist die jeweilige Leitschaufel vorteilhafterweise mit einer Mehrzahl von Schwalbenschwanzverbindungen am Leitschaufelträger befestigt.In order to further enhance the connection of the vane to its blade root with the vane support, the respective vane is advantageously secured to the vane support with a plurality of dovetail connections.

Für eine Sicherung der Leitschaufeln in der Schwalbenschwanzverbindung in axialer Richtung weist die jeweilige Schwalbenschwanzverbindung an der der Brennkammer der Gasturbine abgewandten Seite einen Anschlag auf. Somit wird die jeweilige Leitschaufel beim Einbau durch die Brennkammer der Gasturbine in die Schwalbenschwanzverbindung eingesteckt und axial bis an den Anschlag der Schwalbenschwanzverbindung geführt. Dadurch ist eine zuverlässige Sicherung der Leitschaufeln gegen die Kräfte des im Betrieb an der Leitschaufel vorbeiströmenden Heißgases gewährleistet.For securing the guide vanes in the dovetail connection in the axial direction, the respective dovetail connection has a stop on the side facing away from the combustion chamber of the gas turbine. Thus, the respective vane is inserted during installation through the combustion chamber of the gas turbine in the dovetail joint and axially guided to the stop of the dovetail joint. This ensures a reliable securing of the guide vanes against the forces of the hot gas flowing past the guide vane during operation.

Vorteilhafterweise kommt eine derartige Gasturbine in einem Gas- und Dampfturbinenkraftwerk zum Einsatz.Advantageously, such a gas turbine is used in a gas and steam turbine power plant.

Die mit der Erfindung erzielten Vorteile bestehen insbesondere darin, dass durch die Fixierung einer Anzahl von Leitschaufeln mittels einer parallel zur Turbinenachse ausgerichteten Schwalbenschwanzverbindung am Leitschaufelträger ein besonders einfacher Austausch von Leitschaufeln einer Leitschaufelreihe durch die Brennkammer in axialer Richtung möglich wird. Der Aufwand für den Austausch der Schaufeln wird erheblich vermindert und die erforderliche Stillzeit der Gasturbine kann deutlich reduziert werden. Ein derartiger vereinfachter Austausch insbesondere der ersten Leitschaufelstufe direkt im Anschluss an die Brennkammer ermöglicht außerdem eine Erhöhung der Austrittstemperatur in Verbindung mit einer Erhöhung des Wirkungsgrades der Gasturbine, da durch die vereinfachte Austauschmöglichkeit der Leitschaufeln auf deren Haltbarkeit weniger Rücksicht genommen werden muss. Dabei sind im Betrieb variable Tauschkonzepte denkbar. Weiterhin ermöglicht eine derartige Konstruktion durch den vereinfachten Austausch in Forschung und Entwicklung einen vergleichsweise schnelleren Test neuer Prototypen von Leitschaufeln beispielsweise mit neuartigen Beschichtungen oder neuen Kühlkonzepten.The advantages achieved by the invention are in particular that by fixing a number of vanes by means of a parallel to the turbine axis aligned dovetail connection to the guide vane Particularly simple exchange of vanes of a row of vanes through the combustion chamber in the axial direction is possible. The cost of replacing the blades is significantly reduced and the required period of silence of the gas turbine can be significantly reduced. Such a simplified replacement, in particular the first vane stage directly after the combustion chamber also allows an increase in the outlet temperature in conjunction with an increase in the efficiency of the gas turbine, since the simplified exchange option of the vanes on their durability less consideration must be taken. In this case, variable exchange concepts are conceivable during operation. Furthermore, such a design enables a comparatively faster test of new prototypes of guide vanes, for example with novel coatings or new cooling concepts, through the simplified exchange in research and development.

Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung wird anhand einer Zeichnung näher erläutert. Darin zeigen:

FIG 1
einen Halbschnitt durch eine Gasturbine,
FIG 2
eine Leitschaufel der ersten Turbinenstufe in einem Schnitt senkrecht zur Turbinenachse, und
FIG 3
eine Leitschaufel der ersten Turbinenstufe im Halbschnitt.
An embodiment of the invention will be explained in more detail with reference to a drawing. Show:
FIG. 1
a half-section through a gas turbine,
FIG. 2
a vane of the first turbine stage in a section perpendicular to the turbine axis, and
FIG. 3
a guide vane of the first turbine stage in half section.

Gleiche Teile sind in allen Figuren mit denselben Bezugszeichen versehen.Identical parts are provided with the same reference numerals in all figures.

Die Gasturbine 1 gemäß FIG 1 weist einen Verdichter 2 für Verbrennungsluft, eine Brennkammer 4 sowie eine Turbineneinheit 6 zum Antrieb des Verdichters 2 und eines nicht dargestellten Generators oder einer Arbeitsmaschine auf. Dazu sind die Turbineneinheit 6 und der Verdichter 2 auf einer gemeinsamen, auch als Turbinenläufer bezeichneten Turbinenwelle 8 angeordnet, mit der auch der Generator bzw. die Arbeitsmaschine verbunden ist, und die um ihre Turbinenachse 9 drehbar gelagert ist. Die in der Art einer Ringbrennkammer ausgeführte Brennkammer 4 ist mit einer Anzahl von Brennern 10 zur Verbrennung eines flüssigen oder gasförmigen Brennstoffs bestückt.The gas turbine 1 according to FIG. 1 has a compressor 2 for combustion air, a combustion chamber 4 and a turbine unit 6 for driving the compressor 2 and a generator, not shown, or a working machine. For this purpose, the turbine unit 6 and the compressor 2 are on a common turbine shaft 8, also referred to as a turbine rotor arranged, with which also the generator or the working machine is connected, and which is rotatably mounted about its turbine axis 9. The running in the manner of an annular combustion chamber 4 is equipped with a number of burners 10 for the combustion of a liquid or gaseous fuel.

Die Turbineneinheit 6 weist eine Anzahl von mit der Turbinenwelle 8 verbundenen, rotierbaren Laufschaufeln 12 auf. Die Laufschaufeln 12 sind kranzförmig an der Turbinenwelle 8 angeordnet und bilden somit eine Anzahl von Laufschaufelreihen. Weiterhin umfasst die Turbineneinheit 6 eine Anzahl von feststehenden Leitschaufeln 14, die ebenfalls kranzförmig unter der Bildung von Leitschaufelreihen an einem Leitschaufelträger 16 der Turbineneinheit 6 befestigt sind. Die Laufschaufeln 12 dienen dabei zum Antrieb der Turbinenwelle 8 durch Impulsübertrag vom die Turbineneinheit 6 durchströmenden Arbeitsmedium M. Die Leitschaufeln 14 dienen hingegen zur Strömungsführung des Arbeitsmediums M zwischen jeweils zwei in Strömungsrichtung des Arbeitsmediums M gesehen aufeinander folgenden Laufschaufelreihen oder Laufschaufelkränzen. Ein aufeinander folgendes Paar aus einem Kranz von Leitschaufeln 14 oder einer Leitschaufelreihe und aus einem Kranz von Laufschaufeln 12 oder einer Laufschaufelreihe wird dabei auch als Turbinenstufe bezeichnet.The turbine unit 6 has a number of rotatable blades 12 connected to the turbine shaft 8. The blades 12 are arranged in a ring on the turbine shaft 8 and thus form a number of blade rows. Furthermore, the turbine unit 6 comprises a number of stationary vanes 14, which are also attached in a donut-like manner to a vane support 16 of the turbine unit 6 to form rows of vanes. The blades 12 serve to drive the turbine shaft 8 by momentum transfer from the turbine unit 6 flowing through the working medium M. The vanes 14, however, serve to guide the flow of the working medium M between two seen in the flow direction of the working medium M consecutive blade rows or blade rings. A successive pair of a ring of vanes 14 or a row of vanes and a ring of blades 12 or a blade row is also referred to as a turbine stage.

Jede Leitschaufel 14 weist einen Schaufelfuß 18 auf, die zur Fixierung der jeweiligen Leitschaufel 14 an einem Leitschaufelträger 16 der Turbineneinheit 6 als Wandelement angeordnet ist. Der Schaufelfuß 18 ist dabei ein thermisch vergleichsweise stark belastetes Bauteil, das die äußere Begrenzung eines Heißgaskanals für das die Turbineneinheit 6 durchströmende Arbeitsmedium M bildet. Jede Laufschaufel 12 ist in analoger Weise über einen Schaufelkopf 19 an der Turbinenwelle 8 befestigt.Each vane 14 has a blade root 18, which is arranged to fix the respective vane 14 on a vane support 16 of the turbine unit 6 as a wall element. The blade root 18 is a thermally comparatively heavily loaded component which forms the outer boundary of a hot gas channel for the turbine unit 6 flowing through the working medium M. Each blade 12 is fixed in a similar manner via a blade head 19 on the turbine shaft 8.

Zwischen den beabstandet voneinander angeordneten Plattformen 18 der Leitschaufeln 14 zweier benachbarter Leitschaufelreihen ist jeweils ein Führungsring 21 an einem Leitschaufelträger 16 der Turbineneinheit 6 angeordnet. Die äußere Oberfläche jedes Führungsrings 21 ist dabei ebenfalls dem heißen, die Turbineneinheit 6 durchströmenden Arbeitsmedium M ausgesetzt und in radialer Richtung vom äußeren Ende der ihm gegenüber liegenden Laufschaufeln 12 durch einen Spalt beabstandet. Die zwischen benachbarten Leitschaufelreihen angeordneten Führungsringe 21 dienen dabei insbesondere als Abdeckelemente, die das Innengehäuse im Leitschaufelträger 16 oder andere Gehäuse-Einbauteile vor einer thermischen Überbeanspruchung durch das die Turbine 6 durchströmende heiße Arbeitsmedium M schützen.Between the spaced apart platforms 18 of the vanes 14 of two adjacent rows of vanes In each case, a guide ring 21 is arranged on a guide blade carrier 16 of the turbine unit 6. The outer surface of each guide ring 21 is also exposed to the hot, the turbine unit 6 flowing through the working medium M and spaced in the radial direction from the outer end of the opposite blades 12 through a gap. In this case, the guide rings 21 arranged between adjacent guide blade rows serve in particular as cover elements which protect the inner housing in the guide blade carrier 16 or other housing built-in components against thermal overstress by the hot working medium M flowing through the turbine 6.

Die Brennkammer 4 ist im Ausführungsbeispiel als so genannte Ringbrennkammer ausgestaltet, bei der eine Vielzahl von in Umfangsrichtung um die Turbinenwelle 8 herum angeordneten Brennern 10 in einen gemeinsamen Brennkammerraum münden. Dazu ist die Brennkammer 4 in ihrer Gesamtheit als ringförmige Struktur ausgestaltet, die um die Turbinenwelle 8 herum positioniert ist.The combustion chamber 4 is designed in the embodiment as a so-called annular combustion chamber, in which a plurality of circumferentially around the turbine shaft 8 arranged around burners 10 open into a common combustion chamber space. For this purpose, the combustion chamber 4 is configured in its entirety as an annular structure which is positioned around the turbine shaft 8 around.

Eine besonders einfache Befestigung der Leitschaufeln 14 am Leitschaufelträger 16 soll nun einen Ausbau der Leitschaufeln 14 insbesondere der ersten, d. h. der Brennkammer 4 am nächsten liegenden Turbinenstufe ermöglichen. Eine derartige Befestigung ist in FIG 2 gezeigt.A particularly simple attachment of the guide vanes 14 on the guide blade carrier 16 is now intended to allow an expansion of the guide vanes 14, in particular of the first, that is, the combustion chamber 4 closest to the turbine stage. Such attachment is in FIG. 2 shown.

Die Leitschaufel 14 umfasst dabei zwei Federn 30, die mit entsprechenden Nuten 32 des Leitschaufelträgers 16 jeweils eine Schwalbenschwanzverbindung 34 bilden, welche in axialer Richtung bzgl. der Turbine verläuft. Dadurch können die Leitschaufeln 14 einfach durch Herausziehen in Richtung der Brennkammer 4 entnommen werden und es wird ein besonders einfacher Austausch möglich.In this case, the guide blade 14 comprises two springs 30 which, with corresponding grooves 32 of the guide blade carrier 16, respectively form a dovetail connection 34 which extends in the axial direction with respect to the turbine. Thereby, the guide vanes 14 can be easily removed by pulling in the direction of the combustion chamber 4 and it is a particularly simple exchange possible.

Die Leitschaufel 14 der ersten Turbinenstufe ist noch einmal im Halbschnitt in FIG 3 gezeigt. Im Profil zeigt FIG 3 auch die Schwalbenschwanzverbindung 34 mit Feder 30 an der Leitschaufel 14 und Nut 32. Zur Sicherung der Leitschaufel in axialer Richtung auf der der Brennkammer 4 abgewandten Seite weist die Schwalbenschwanzverbindung 34 einen Anschlag 36 auf.The guide vane 14 of the first turbine stage is again in half-section in FIG. 3 shown. In the profile shows FIG. 3 also the dovetail joint 34 with spring 30 on the vane 14 and groove 32. To secure the guide vane in the axial direction on the side facing away from the combustion chamber 4, the dovetail connection 34 has a stop 36.

Brennkammerseitig ist die Leitschaufel 14 in der Nut 32 durch einen montierten Hitzeschild 38 gesichert. Auf der Schaufelkopfseite der Leitschaufel 14 ist eine entsprechende Befestigung mittels eines Hitzeschilds 40 vorgesehen, welcher die Wand 42 einer Nut 44 bildet, in welcher eine Feder 46 der Leitschaufel 14 angeordnet ist. Durch Entnahme der Hitzeschilde 38, 40 wird einerseits die Nut 44 geöffnet und die Leitschaufel 14 schaufelkopfseitig freigegeben, andererseits wird auch die Schwalbenschwanzverbindung 34 freigegeben, die Leitschaufel 14 lässt sich einfach in Richtung der Brennkammer 4 axial aus der Schwalbenschwanzverbindung 34 ziehen.On the combustion chamber side, the guide vane 14 is secured in the groove 32 by a mounted heat shield 38. On the vane head side of the vane 14, a corresponding attachment by means of a heat shield 40 is provided, which forms the wall 42 of a groove 44 in which a spring 46 of the vane 14 is arranged. By removing the heat shields 38, 40 on the one hand, the groove 44 is opened and the vane 14 is freed on the blade head side, on the other hand, the dovetail joint 34 is released, the vane 14 can be easily in the direction of the combustion chamber 4 axially from the dovetail 34 pull.

Um Pendelbewegungen der Leitschaufel 14 aufzunehmen, umfasst der Leitschaufelträger 16 einen Leitschaufelhalter 48, welcher die Nut 32 aufweist, in der die Leitschaufel 14 befestigt ist. Der Leitschaufelhalter 48 ist um eine zu einem Radius um die Turbinenachse tangentialen Achse 50 beweglich gelagert. Dadurch kann der Leitschaufelhalter 48 entsprechende Pendelbewegungen der Leitschaufel 14 kompensieren. Um eine Abdichtung der Spalte 52 gegen eindringendes Heißgas zu gewährleisten, sind in den Spalten 52 zwischen Leitschaufelhalter 48 und übrigem Leitschaufelträger 54 Bürstendichtungen 56 angeordnet. Die Bürstendichtungen 56 passen sich an die veränderlichen Spaltmaße durch die Pendelbewegung des Leitschaufelhalters 48 besonders gut an.To accommodate oscillations of the vane 14, the vane support 16 includes a vane support 48 having the groove 32 in which the vane 14 is mounted. The vane holder 48 is movably mounted about an axis 50 tangential to a radius about the turbine axis. As a result, the vane holder 48 can compensate for corresponding oscillations of the vane 14. In order to ensure a sealing of the column 52 against the penetration of hot gas, brush seals 56 are arranged in the gaps 52 between the guide blade holder 48 and the remaining guide blade carrier 54. The brush seals 56 adapt to the variable gap dimensions by the pendulum movement of the guide vane holder 48 particularly well.

Durch ein derartige Befestigung der Leitschaufel 14 am Leitschaufelträger 16 kann eine deutlich vereinfachte Reparatur durch eine besonders einfache Austauschbarkeit einzelner Laufschaufeln insbesondere der ersten Turbinenstufe bei gleichzeitig hohem Wirkungsgrad der Gasturbine 1 erreicht werden.Such attachment of the vane 14 to the vane support 16 allows a significantly simplified repair by a particularly simple interchangeability of individual blades, in particular the first turbine stage with high efficiency of the gas turbine 1 can be achieved.

Claims (9)

Gasturbine (1) mit einer Brennkammer (4), einer Anzahl von Leitschaufelreihen und einem Leitschaufelträger (16),
wobei eine Anzahl von Leitschaufeln (14) mittels einer parallel zur Turbinenachse (9) ausgerichteten Schwalbenschwanzverbindung (34) am Leitschaufelträger (16) befestigt ist.A gas turbine (1) having a combustion chamber (4), a number of rows of vanes and a vane support (16),
wherein a plurality of vanes (14) are secured to the vane support (16) by means of a dovetail joint (34) aligned parallel to the turbine axis (9). Gasturbine (1) nach Anspruch 1,
bei der die jeweilige Leitschaufel (14) der einer Brennkammer (4) der Gasturbine (1) am nächsten liegenden Leitschaufelreihe zugeordnet ist.Gas turbine (1) according to claim 1,
in which the respective vane (14) of a combustion chamber (4) of the gas turbine (1) is associated with the nearest row of vanes. Gasturbine (1) nach Anspruch 2,
bei der die Brennkammer (4) einen Hitzeschild (38) umfasst, welcher in radialer Richtung in der Höhe der Schwalbenschwanzverbindung (34) angeordnet ist.Gas turbine (1) according to claim 2,
wherein the combustion chamber (4) comprises a heat shield (38) which is arranged in the radial direction at the height of the dovetail joint (34). Gasturbine (1) nach einem der Ansprüche 2 bis 3,
bei der die Brennkammer (4) einen Hitzeschild (40) umfasst, der eine Wand (42) einer Nut (44) bildet, in der eine der jeweiligen Leitschaufel (14) angeformte Feder (46) angeordnet ist.Gas turbine (1) according to one of claims 2 to 3,
in which the combustion chamber (4) comprises a heat shield (40) which forms a wall (42) of a groove (44) in which a spring (46) formed integrally with the respective guide blade (14) is arranged. Gasturbine (1) einem der Ansprüche 1 bis 4,
bei der der Leitschaufelträger (16) einen Leitschaufelhalter (48) umfasst, an dem die jeweilige Leitschaufel (14) befestigt ist, und wobei der Leitschaufelhalter (48) um eine zu einem Radius um die Turbinenachse tangentialen Achse (50) beweglich gelagert ist.Gas turbine (1) according to one of claims 1 to 4,
wherein the vane support (16) includes a vane support (48) to which the respective vane (14) is attached, and wherein the vane support (48) is movably supported about an axis (50) tangent to a radius about the turbine axis. Gasturbine (1) nach einem der Anspruch 5,
bei der zwischen dem Leitschaufelhalter (48) und dem übrigen Leitschaufelträger (54) eine Bürstendichtung (56) angeordnet ist.Gas turbine (1) according to one of the claims 5,
wherein a brush seal (56) is disposed between the vane holder (48) and the remaining vane carrier (54). Gasturbine (1) nach einem der Ansprüche 1 bis 6,
bei der die jeweilige Leitschaufel (14) mit einer Mehrzahl von Schwalbenschwanzverbindungen (34) am Leitschaufelträger (16) befestigt ist.Gas turbine (1) according to one of claims 1 to 6,
wherein the respective vane (14) is secured to the vane support (16) by a plurality of dovetail connections (34). Gasturbine (1) nach einem der Ansprüche 1 bis 7,
bei der die jeweilige Schwalbenschwanzverbindung (34) an der der Brennkammer (4) der Gasturbine (1) abgewandten Seite einen Anschlag (36) aufweist.Gas turbine (1) according to one of claims 1 to 7,
in which the respective dovetail connection (34) has a stop (36) on the side facing away from the combustion chamber (4) of the gas turbine (1). Gas- und Dampfturbinenkraftwerk mit einer Gasturbine (1) nach einem der Ansprüche 1 bis 8.Gas and steam turbine power plant with a gas turbine (1) according to one of claims 1 to 8.
EP09000161A 2009-01-08 2009-01-08 Gas turbine Withdrawn EP2206885A1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP09000161A EP2206885A1 (en) 2009-01-08 2009-01-08 Gas turbine

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP09000161A EP2206885A1 (en) 2009-01-08 2009-01-08 Gas turbine

Publications (1)

Publication Number Publication Date
EP2206885A1 true EP2206885A1 (en) 2010-07-14

Family

ID=40974524

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP09000161A Withdrawn EP2206885A1 (en) 2009-01-08 2009-01-08 Gas turbine

Country Status (1)

Country Link
EP (1) EP2206885A1 (en)

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2011144805A (en) * 2010-01-14 2011-07-28 General Electric Co <Ge> Turbine nozzle assembly
EP2428647A1 (en) * 2010-09-08 2012-03-14 Alstom Technology Ltd Transitional Region for a Combustion Chamber of a Gas Turbine
US20150098812A1 (en) * 2013-10-08 2015-04-09 Pratt & Whitney Canada Corp. Integrated strut and turbine vane nozzle arrangement
WO2017145190A1 (en) * 2016-02-23 2017-08-31 三菱重工コンプレッサ株式会社 Steam turbine
US9835038B2 (en) 2013-08-07 2017-12-05 Pratt & Whitney Canada Corp. Integrated strut and vane arrangements
US10221707B2 (en) 2013-03-07 2019-03-05 Pratt & Whitney Canada Corp. Integrated strut-vane

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3086363A (en) * 1960-07-22 1963-04-23 United Aircraft Corp Annular transition duct
US5449272A (en) * 1993-12-22 1995-09-12 Solar Turbines Incorporated Mounting apparatus for a nozzle guide vane assembly
WO2004057158A1 (en) 2002-12-19 2004-07-08 Siemens Aktiengesellschaft Turbine, fixing device for blades and working method for dismantling the blades of a turbine
WO2005017320A1 (en) * 2003-08-18 2005-02-24 Mtu Aero Engines Gmbh Rotor for a gas turbine and gas turbine
EP1840337A1 (en) * 2006-03-31 2007-10-03 Siemens Aktiengesellschaft Tongue and groove connection between two components of a turbine
EP1978212A2 (en) * 2007-03-28 2008-10-08 General Electric Company Stator assembly for gas turbine engine

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3086363A (en) * 1960-07-22 1963-04-23 United Aircraft Corp Annular transition duct
US5449272A (en) * 1993-12-22 1995-09-12 Solar Turbines Incorporated Mounting apparatus for a nozzle guide vane assembly
WO2004057158A1 (en) 2002-12-19 2004-07-08 Siemens Aktiengesellschaft Turbine, fixing device for blades and working method for dismantling the blades of a turbine
WO2005017320A1 (en) * 2003-08-18 2005-02-24 Mtu Aero Engines Gmbh Rotor for a gas turbine and gas turbine
EP1840337A1 (en) * 2006-03-31 2007-10-03 Siemens Aktiengesellschaft Tongue and groove connection between two components of a turbine
EP1978212A2 (en) * 2007-03-28 2008-10-08 General Electric Company Stator assembly for gas turbine engine

Cited By (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2011144805A (en) * 2010-01-14 2011-07-28 General Electric Co <Ge> Turbine nozzle assembly
EP2428647A1 (en) * 2010-09-08 2012-03-14 Alstom Technology Ltd Transitional Region for a Combustion Chamber of a Gas Turbine
US9097118B2 (en) 2010-09-08 2015-08-04 Alstom Technology Ltd. Transitional region for a combustion chamber of a gas turbine
US10221707B2 (en) 2013-03-07 2019-03-05 Pratt & Whitney Canada Corp. Integrated strut-vane
US11193380B2 (en) 2013-03-07 2021-12-07 Pratt & Whitney Canada Corp. Integrated strut-vane
US9835038B2 (en) 2013-08-07 2017-12-05 Pratt & Whitney Canada Corp. Integrated strut and vane arrangements
US10221711B2 (en) 2013-08-07 2019-03-05 Pratt & Whitney Canada Corp. Integrated strut and vane arrangements
US20150098812A1 (en) * 2013-10-08 2015-04-09 Pratt & Whitney Canada Corp. Integrated strut and turbine vane nozzle arrangement
US9556746B2 (en) * 2013-10-08 2017-01-31 Pratt & Whitney Canada Corp. Integrated strut and turbine vane nozzle arrangement
US10662815B2 (en) 2013-10-08 2020-05-26 Pratt & Whitney Canada Corp. Integrated strut and turbine vane nozzle arrangement
WO2017145190A1 (en) * 2016-02-23 2017-08-31 三菱重工コンプレッサ株式会社 Steam turbine
US10612419B2 (en) 2016-02-23 2020-04-07 Mitsubishi Heavy Industries Compressor Corporation Steam turbine

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP2379846B1 (en) Guide vane support system for a turbomachine
EP2342427B1 (en) Axial segmented vane support for a gas turbine
EP1947293A1 (en) Guide vane for a gas turbine
EP2342425B1 (en) Gas turbine with securing plate between blade base and disk
EP2206885A1 (en) Gas turbine
EP2344723B1 (en) Gas turbine with seal plates on the turbine disk
EP1724526A1 (en) Shell for a Combustion Chamber, Gas Turbine and Method for Powering up and down a Gas Turbine.
EP2411631B1 (en) Sealplate and rotor blade system
EP2347101B1 (en) Gas turbine and corresponding gas or steam turbine plant
CH709128A2 (en) Steam turbine and method for assembling the same.
EP2823154B1 (en) Coolant bridging line, corresponding turbine vane, gas turbine and power plant
EP1731715A1 (en) Transition between a combustion chamber and a turbine
WO2009109430A1 (en) Sealing arrangement and gas turbine
EP1744014A1 (en) Gas turbine inlet guide vane mounting arrangement
EP2347100B1 (en) Gas turbine having cooling insert
WO2004090423A1 (en) Heat shield element
EP2196628A1 (en) Lead rotor holder
EP1429077B1 (en) Gas turbine
EP1783325B1 (en) Fastening arrangement of a pipe on a peripheral surface
EP1537363A1 (en) Gas turbine
EP2218882A1 (en) Stator vane carrier system
EP2352909B1 (en) Nozzle vane carrier
DE102009006029A1 (en) turbomachinery
EP2863020A1 (en) Turbine vane, shroud segment, corresponding turbine vane assembly, stator, rotor, turbine and power plant
EP2218880A1 (en) Active clearance control for gas turbines

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): AT BE BG CH CY CZ DE DK EE ES FI FR GB GR HR HU IE IS IT LI LT LU LV MC MK MT NL NO PL PT RO SE SI SK TR

AX Request for extension of the european patent

Extension state: AL BA RS

AKY No designation fees paid
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: 20110115