EP2538031A1 - Rotor with sealing element for a stationary gas turbine - Google Patents

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EP2538031A1
EP2538031A1 EP11170930A EP11170930A EP2538031A1 EP 2538031 A1 EP2538031 A1 EP 2538031A1 EP 11170930 A EP11170930 A EP 11170930A EP 11170930 A EP11170930 A EP 11170930A EP 2538031 A1 EP2538031 A1 EP 2538031A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
rotor
sealing
seal
opposite
gas turbine
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Withdrawn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
EP11170930A
Other languages
German (de)
French (fr)
Inventor
Sascha Dr. Dungs
Harald Hoell
Harald Nimptsch
Peter Schröder
Vyacheslav Veitsman
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 EP11170930A priority Critical patent/EP2538031A1/en
Priority to PCT/EP2012/059664 priority patent/WO2012175274A1/en
Publication of EP2538031A1 publication Critical patent/EP2538031A1/en
Withdrawn legal-status Critical Current

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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/005—Sealing means between non relatively rotating elements
    • 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
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/005—Sealing means between non relatively rotating elements
    • F01D11/006—Sealing the gap between rotor blades or blades and rotor

Definitions

  • the invention relates to a rotor for a stationary gas turbine, comprising at least two axially juxtaposed rotor components, each having a directed to the opposite rotor component seal arm, wherein at the opposite Dichtungsarmab songsen each a sealing partner of a common sealing element is provided.
  • Such an arrangement of a rotor comprising two juxtaposed rotor disks is for example from JP 09-242505 A known.
  • different constructions of seals for sealing a rotor interior relative to an exterior space are shown.
  • the seals shown close a gap which otherwise connects the two spaces, which gap is arranged essentially between two opposite seal arm sections.
  • One to the JP 09-242505 A alternative arrangement is from the EP 0 894 947 B1 known.
  • a common, arranged between the two sealing arm sections seal is the use of two independently working labyrinth seals provided on each of the two Dichtungsarmabitese.
  • the outer part of the labyrinth seal is fixed and is formed by the inwardly facing honeycomb surface of a so-called U-ring.
  • the inner, rotating part of the labyrinth seal is formed on the respective shell-side surface of the Dichtungsarmabitese as an endless peripheral sealing tip.
  • the sealing tips intersect the honeycomb-shaped, inwardly facing surface of the U-ring and thus prevent leakage flow through the corresponding annular gaps between the U-ring and the Dichtungsarmabitesen.
  • this arrangement is very susceptible to wear, since in operation, the sealing tip permanently rotates relative to the U-ring.
  • the object of the invention is to provide a rotor for a stationary gas turbine, which has a seal arrangement between two opposing rotor components, which has a prolonged life while further increasing the sealing effect.
  • one of the two sealing partners is honeycombed.
  • the invention is based on the recognition that due to the honeycomb configuration of a sealing partner, the respective other sealing partner during assembly of the rotor according to the invention can be pressed into the honeycomb shape.
  • By pressing the honeycomb seal partner is plastically deformed and therefore adapts to the shape of the other seal partner exactly. This leads to a nearly gap-free seal with a particularly high pressure effect.
  • the honeycomb shape allows a deformation even at low contact pressures.
  • a continued drastic relative movement as in the EP 0 894 974 B1 is not required because the two opposing Dichtungsarmabitese the two rotor components to each other have no significant relative movement, except for those movements that occur due to centrifugal force or due to thermal expansion at the respective Dichtungsarmabites.
  • This makes it possible to achieve a particularly good sealing connection of the two sealing partners, on the one hand particularly durable (due to lack of incisive rotational movements) and on the other hand wear, which also leads to a particularly good sealing effect over the entire life of the rotor.
  • the two sealing partners are axially opposite each other and are inserted into each other according to the tongue and groove principle.
  • This embodiment is particularly suitable for a stacked rotor, in which the rotor components are designed as rotor disks. These are usually on a smaller radius than the Dichtungsarmabitese form-fitting surface to each other to transmit the torques.
  • the opposing Dichtungsarmabitese do not touch or only slightly, so that no Tangentialkraft is transmitted. This also allows a particularly good seal, since the honeycomb seal partner is not unduly high pressure loaded.
  • the two sealing partners are radially opposite each other, wherein the radially outer seal partner designed inwardly honeycomb and the radially inner seal partner is designed as outwardly directed sealing tip.
  • the Dichtungsarmabitese are endlessly circumferential in the tangential direction, so that the honeycomb-shaped sealing partner together with the sealing tip a kind of static Labyrinth seal forms, under centrifugal force of the radially inner seal partner strives more outward than the radially outer seal partner.
  • the sealing tips press into the honeycomb shape without a circumferentially directed incising relative movement occurs.
  • the great advantage is that there is no existing in the circumferential direction cutting movement of the sealing tips against the honeycomb sealant, which maintains the sealing effect for a particularly long period of time.
  • Both aforementioned embodiments thus allow, on the one hand, a particularly large axial and radial mobility of the seal arm sections, without excessive wear occurring on one of the two seal partners or even on both seal partners due to continued operation.
  • Another advantage is that no additional sealing element is required to seal the interior of the rotor from the outside.
  • a stationary gas turbine used for power generation is equipped with an aforementioned rotor.
  • FIG. 1 shows a stationary gas turbine 10 in a longitudinal partial section.
  • the gas turbine 10 has inside a rotatably mounted about an axis of rotation 12 rotor 14, which is also referred to as a turbine runner.
  • rotor 14 Along the rotor 14 follow one another an intake housing 16, an axial turbocharger 18, a toroidal annular combustion chamber 20 with a plurality of rotationally symmetrically arranged burners 22, a turbine unit 24 and an exhaust housing 26.
  • the Axialturbover Noticer 18 includes a ring-shaped compressor duct 25 with successively cascaded compressor stages of blade and vane rings.
  • the rotor blades 14 arranged on the blades 27 are with their free-ending blade tips 29 an outer channel wall of the compressor passage 25 against.
  • the compressor passage 25 opens via a compressor outlet diffuser 36 in a plenum 38.
  • the annular combustion chamber 20 is provided with its combustion chamber 28, which communicates with an annular hot gas duct 30 of the turbine unit 24.
  • four successive turbine stages 32 are arranged.
  • a generator or a working machine (each not shown) is coupled.
  • the axial turbocharger 18 draws in ambient air 34 through the intake housing 16 as a medium to be compressed and compresses it.
  • the compressed air is guided through the compressor outlet diffuser 36 into the plenum 38, from where it flows into the burner 22.
  • Fuel also passes into the combustion space 28 via the burners 22.
  • the fuel is burned to a hot gas M with the addition of the compressed air.
  • the hot gas M then flows into the hot gas duct 30, where it relaxes to perform work on the turbine blades of the turbine unit 24.
  • the energy released during this time is absorbed by the rotor 14 and used on the one hand to drive the axial turbocharger 18 and on the other hand to drive a working machine or electric generator.
  • FIG. 2 shows an axial portion of the longitudinal section of the gas turbine 10 in the region of the turbine unit 24.
  • Two axially adjacent rotor disks 40, 42 each form a rotor component.
  • the rotor discs 40, 42 are due to a screw not shown in a contact region 44 positively, surface and pressed together with great force to ensure a slip-free transmission of torque.
  • the rotor disks 40, 42 are configured substantially symmetrically with respect to the axis of rotation 12, except for the area of the rotor blade receptacles.
  • each rotor disk 40, 42 has a laterally disposed annular seal arm portion 46, 48 which is directed toward the opposite other rotor disk 40, 42, respectively.
  • the Dichtungsarmabitese 46, 48 are formed as a tangential endlessly circumferential collar.
  • a rotor inner space 50 is provided in which during the operation of the gas turbine 10 cooling air at high pressure is present. This is performed by not shown holes, which are located in the rotor disks 40, 42, to the feet of wafers arranged in 27 wreaths. Subsequently, the cooling air is passed through the blade inside to an airfoil. There it cools the airfoil exposed to the hot gas.
  • Axially between the blades 27 also arranged in a ring vanes 54 are provided, which are coupled via a U-ring 56 radially inwardly with each other.
  • the U-ring 56 is arranged in a so-called disc space 58 which lies outside of the rotor 14 of the gas turbine 10.
  • the embodiment of the invention is in FIG. 2 not shown.
  • FIG. 3 shows only schematically the two opposing, directed to the respective other rotor component 40, 42 Dichtungsarmabitese 46, 48.
  • the rotor disk 42 facing side surface 60 of the Dichtungsarmabiteses 46 is provided with a circumferential groove 62 in which a honeycomb insert 64 is arranged.
  • the honeycomb insert 64 is a first sealing partner of a two-part sealing element 66, which secures the gap between the two opposing sealing arm sections 46, 48 against flow through.
  • a triangular in cross-section (cone-shaped) spring 70 as the second sealing partner of the sealing element 66 is configured.
  • the spring 70 is pressed into the honeycomb insert 64 during the assembly of the two rotor disks 40, 42. Since after assembly the two rotor disks 40, 42 and in particular their Dichtungsarmabitese 46, 48 perform no particularly large relative movements to each other, the spring 70 sits almost immobile in the honeycomb insert 64. Relative movements occur to each other only in operation due to thermal expansion or due to centrifugal forces on which is symbolized by the illustrated arrows.
  • FIG. 4 An alternative embodiment shows FIG. 4 in which also the two opposite Dichtungsarmabitese 46, 48 of the adjacent rotor disks 40, 42 are shown in cross section.
  • Rotor disk shown on the right has a Dichtungsarmabites 48, which overlaps the Dichtungsarmabrough 46 of the adjacent rotor disk 40 - seen axially.
  • the overlapping section 49 has on its outer side a plurality of circumferentially continuous endless sealing tips 51, which form one of the two sealing partners of the sealing element 66.
  • a honeycomb insert 64 as the other of the two seal partners is seated in an inwardly open groove and into which the seal tips 51 may press due to centrifugal forces occurring to seal the gap.
  • a relative movement in the circumferential direction - ie perpendicular to the plane of the drawing - between the sealing tips 51 and the honeycomb insert 64 does not occur.
  • the invention relates to a rotor 14 for a stationary gas turbine 10, comprising at least two axially juxtaposed rotor components, each with a directed to the opposite rotor component seal arm portion 46, 48, wherein at the opposite Dichtungsarmaboughen 46, 48 each provided a sealing partner of a common sealing element 66 is.
  • a particularly durable rotor 14 which allows a particularly good sealing of the rotor interior 50 with respect to a lying outside of the rotor 14 space 58, it is proposed that one of the two sealing partners is configured honeycomb.

Abstract

The rotor has two rotor components which lie axially on one another with sealing arm sections (46,48) directed at the opposite rotor component. The seal partners of collective sealing elements (66) are provided on the sealing arm sections which lie axially or radially opposite one another. The two seal partners are of honeycomb-shaped configuration and are pressed into one another in the mounted state. The rotor components are formed as rotor disks (40,42).

Description

Die Erfindung betrifft einen Rotor für eine stationäre Gasturbine, umfassend zumindest zwei axial aneinander liegende Rotorkomponenten mit jeweils einen auf die gegenüberliegende Rotorkomponente gerichteten Dichtungsarmabschnitt, wobei an den einander gegenüberliegenden Dichtungsarmabschnitten jeweils ein Dichtungspartner eines gemeinschaftlichen Dichtelements vorgesehen ist.The invention relates to a rotor for a stationary gas turbine, comprising at least two axially juxtaposed rotor components, each having a directed to the opposite rotor component seal arm, wherein at the opposite Dichtungsarmabschnitten each a sealing partner of a common sealing element is provided.

Eine derartige Anordnung eines Rotors umfassend zwei aneinander liegende Rotorscheiben ist beispielsweise aus der JP 09-242505 A bekannt. Darin sind unterschiedliche Konstruktionen von Dichtungen zur Abdichtung eines Rotorinnenraums gegenüber einem Außenraum gezeigt. Die gezeigten Dichtungen verschließen einen die beiden Räume ansonsten verbindenden Spalt, welcher im Wesentlichen zwischen zwei einander gegenüberliegenden Dichtungsarmabschnitten angeordnet ist.Such an arrangement of a rotor comprising two juxtaposed rotor disks is for example from JP 09-242505 A known. In it, different constructions of seals for sealing a rotor interior relative to an exterior space are shown. The seals shown close a gap which otherwise connects the two spaces, which gap is arranged essentially between two opposite seal arm sections.

Es hat sich herausgestellt, dass weiterhin Bedarf an einer zuverlässigen Dichtung zur Trennung der Räume besteht. Der Bedarf begründet sich einerseits aufgrund gesteigerter Anforderungen an die Lebensdauer des Dichtelements und andererseits an eine erhöhte Dichtungsanforderung, da aufgrund steigender Druckverhältnisse von Verdichtern stationärer Gasturbinen im Innern des Rotors höhere Drücke an Kühlluft zur Kühlung von Turbinenschaufeln bereitstehen. Somit tritt ein größeres Druckgefälle gegenüber dem Außenraum auf, der durch die Dichtungsarmabschnitte von dem inneren Rotorraum zu trennen ist.It has been found that there is still a need for a reliable seal to separate the spaces. The demand is based on the one hand due to increased demands on the life of the sealing element and on the other hand to an increased sealing requirement, since due to increasing pressure conditions of compressors stationary gas turbine inside the rotor higher pressures on cooling air for cooling turbine blades are available. Thus, a larger pressure difference occurs with respect to the outer space, which is to be separated by the Dichtungsarmabschnitte of the inner rotor space.

Eine zu der JP 09-242505 A alternative Anordnung ist aus der EP 0 894 947 B1 bekannt. Anstelle einer gemeinschaftlichen, zwischen den beiden Dichtungsarmabschnitten angeordneten Dichtung ist darin die Verwendung zweier unabhängig voneinander arbeitender Labyrinthdichtungen an jedem der beiden Dichtungsarmabschnitte vorgesehen. Der äußere Teil der Labyrinthdichtung ist feststehend und wird von der nach innen gewandten wabenförmigen Fläche eines sogenannten U-Rings gebildet. Der innere, rotierende Teil der Labyrinthdichtung ist an der jeweiligen mantelseitigen Fläche der Dichtungsarmabschnitte als endlos umlaufende Dichtspitze ausgebildet. Im Betrieb schneiden sich die Dichtspitzen in die wabenförmige, nach innen weisende Fläche des U-Rings ein und verhindern somit eine Leckageströmung durch die entsprechenden Ringspalte zwischen dem U-Ring und den Dichtungsarmabschnitten. Diese Anordnung ist jedoch sehr verschleißanfällig, da im Betrieb die Dichtspitze dauerhaft sich gegenüber dem U-Ring dreht.One to the JP 09-242505 A alternative arrangement is from the EP 0 894 947 B1 known. Instead of a common, arranged between the two sealing arm sections seal is the use of two independently working labyrinth seals provided on each of the two Dichtungsarmabschnitte. The outer part of the labyrinth seal is fixed and is formed by the inwardly facing honeycomb surface of a so-called U-ring. The inner, rotating part of the labyrinth seal is formed on the respective shell-side surface of the Dichtungsarmabschnitte as an endless peripheral sealing tip. In operation, the sealing tips intersect the honeycomb-shaped, inwardly facing surface of the U-ring and thus prevent leakage flow through the corresponding annular gaps between the U-ring and the Dichtungsarmabschnitten. However, this arrangement is very susceptible to wear, since in operation, the sealing tip permanently rotates relative to the U-ring.

Eine ähnliche Anordnung ist zudem aus der US 2010/0196139 A1 bekannt.A similar arrangement is also from the US 2010/0196139 A1 known.

Aufgabe der Erfindung ist die Bereitstellung eines Rotors für eine stationäre Gasturbine, welche eine Dichtungsanordnung zwischen zwei einander gegenüberliegenden Rotorkomponenten aufweist, die eine verlängerte Lebensdauer unter weiterer Erhöhung der Dichtungswirkung aufweist.The object of the invention is to provide a rotor for a stationary gas turbine, which has a seal arrangement between two opposing rotor components, which has a prolonged life while further increasing the sealing effect.

Die Aufgabe wird mit einem Rotor gemäß den Merkmalen des Anspruchs 1 gelöst. Vorteilhafte Ausgestaltungen und weitere Merkmale der Erfindung sind in den abhängigen Ansprüchen angegeben.The object is achieved with a rotor according to the features of claim 1. Advantageous embodiments and further features of the invention are indicated in the dependent claims.

Erfindungsgemäß ist vorgesehen, dass einer der beiden Dichtungspartner wabenförmig ausgestaltet ist. Die Erfindung geht von der Erkenntnis aus, dass aufgrund der wabenförmigen Ausgestaltung eines Dichtungspartners der jeweils andere Dichtungspartner während der Montage des erfindungsgemäßen Rotors in die Wabenform gepresst werden kann. Durch die Anpressung wird der wabenförmige Dichtungspartner plastisch verformt und passt sich daher der Form des anderen Dichtungspartners exakt an. Dies führt zu einer nahezu spaltfreien Abdichtung mit besonders hoher Druckwirkung. Die Wabenform ermöglicht dabei eine Verformung auch schon bei bereits kleinen Anpressdrücken. Eine fortgesetzte einschneidende Relativbewegung wie bei der EP 0 894 974 B1 , ist nicht erforderlich, da die beiden einander gegenüberliegenden Dichtungsarmabschnitte der beiden Rotorkomponenten zueinander keine signifikante Relativbewegung aufweisen, abgesehen von denjenigen Bewegungen, die aufgrund der Fliehkraft oder aufgrund von thermischen Dehnungen am jeweiligen Dichtungsarmabschnitt auftreten. Dadurch ist es möglich, eine besonders gut abdichtende Verbindung der beiden Dichtungspartner zu erreichen, die einerseits besonders langlebig (aufgrund fehlender einschneidender Drehbewegungen) ist und andererseits verschleißarm, was auch zu einer besonders guten Dichtwirkung über die gesamte Lebensdauer des Rotors führt.According to the invention it is provided that one of the two sealing partners is honeycombed. The invention is based on the recognition that due to the honeycomb configuration of a sealing partner, the respective other sealing partner during assembly of the rotor according to the invention can be pressed into the honeycomb shape. By pressing the honeycomb seal partner is plastically deformed and therefore adapts to the shape of the other seal partner exactly. This leads to a nearly gap-free seal with a particularly high pressure effect. The honeycomb shape allows a deformation even at low contact pressures. A continued drastic relative movement as in the EP 0 894 974 B1 is not required because the two opposing Dichtungsarmabschnitte the two rotor components to each other have no significant relative movement, except for those movements that occur due to centrifugal force or due to thermal expansion at the respective Dichtungsarmabschnitt. This makes it possible to achieve a particularly good sealing connection of the two sealing partners, on the one hand particularly durable (due to lack of incisive rotational movements) and on the other hand wear, which also leads to a particularly good sealing effect over the entire life of the rotor.

Gemäß einer ersten vorteilhaften Ausgestaltung liegen die beiden Dichtungspartner axial einander gegenüber und sind nach dem Nut-Feder-Prinzip ineinander gesteckt. Diese Ausgestaltung eignet sich insbesondere für einen gestapelten Rotor, bei dem die Rotorkomponenten als Rotorscheiben ausgebildet sind. Diese liegen in der Regel auf einem geringeren Radius als die Dichtungsarmabschnitte formschlüssig flächig aneinander, um die Drehmomente zu übertragen. Die einander gegenüberliegenden Dichtungsarmabschnitte berühren sich dabei nicht bzw. nur geringfügig, so dass darüber keine Tangentialkraft übertragen wird. Auch dies ermöglicht eine besonders gute Abdichtung, da der wabenförmige Dichtungspartner nicht unzulässig hoch druckbelastet ist.According to a first advantageous embodiment, the two sealing partners are axially opposite each other and are inserted into each other according to the tongue and groove principle. This embodiment is particularly suitable for a stacked rotor, in which the rotor components are designed as rotor disks. These are usually on a smaller radius than the Dichtungsarmabschnitte form-fitting surface to each other to transmit the torques. The opposing Dichtungsarmabschnitte do not touch or only slightly, so that no Tangentialkraft is transmitted. This also allows a particularly good seal, since the honeycomb seal partner is not unduly high pressure loaded.

Gemäß einer alternativen Ausgestaltung liegen die beiden Dichtungspartner radial einander gegenüber, wobei der radial äußere Dichtungspartner nach innen wabenförmig gestaltet und der radial innere Dichtungspartner als nach außen gerichtete Dichtpitze ausgebildet ist.According to an alternative embodiment, the two sealing partners are radially opposite each other, wherein the radially outer seal partner designed inwardly honeycomb and the radially inner seal partner is designed as outwardly directed sealing tip.

Vorzugsweise sind die Dichtungsarmabschnitte in Tangentialrichtung endlos umlaufend, so dass der wabenförmige Dichtungspartner zusammen mit der Dichtspitze eine Art statische Labyrinthdichtung bildet, wobei unter Fliehkraft der radial innere Dichtungspartner mehr nach außen strebt als der radial äußere Dichtungspartner. Dadurch drücken sich die Dichtspitzen in die Wabenform ein, ohne dass eine in Umfangsrichtung gerichtete einschneidende Relativbewegung auftritt. Auch hier liegt der große Vorteil darin, dass keine in Umfangsrichtung vorhandene Schneidbewegung der Dichtspitzen gegenüber des wabenförmigen Dichtungspartners vorhanden ist, was die Dichtwirkung für einen besonders langen Zeitraum aufrecht erhält.Preferably, the Dichtungsarmabschnitte are endlessly circumferential in the tangential direction, so that the honeycomb-shaped sealing partner together with the sealing tip a kind of static Labyrinth seal forms, under centrifugal force of the radially inner seal partner strives more outward than the radially outer seal partner. As a result, the sealing tips press into the honeycomb shape without a circumferentially directed incising relative movement occurs. Again, the great advantage is that there is no existing in the circumferential direction cutting movement of the sealing tips against the honeycomb sealant, which maintains the sealing effect for a particularly long period of time.

Beide vorgenannten Ausgestaltungen erlauben somit einerseits eine besonders große axiale und radiale Beweglichkeit der Dichtungsarmabschnitte, ohne dass aufgrund eines fortgesetzten Betriebs übermäßige Verschleißerscheinungen an einem der beiden Dichtungspartner oder gar an beiden Dichtungspartnern auftreten. Ein weiterer Vorteil ist, dass kein zusätzliches Dichtungselement zur Abdichtung des Rotorinnenraums gegenüber dem Außenraum erforderlich ist.Both aforementioned embodiments thus allow, on the one hand, a particularly large axial and radial mobility of the seal arm sections, without excessive wear occurring on one of the two seal partners or even on both seal partners due to continued operation. Another advantage is that no additional sealing element is required to seal the interior of the rotor from the outside.

Besonders bevorzugt ist die Ausgestaltung, bei der eine zur Stromerzeugung eingesetzte stationäre Gasturbine mit einem vorgenannten Rotor ausgestattet ist.Particularly preferred is the embodiment in which a stationary gas turbine used for power generation is equipped with an aforementioned rotor.

Vorteilhafte Ausgestaltungen der Erfindung sowie weitere Merkmale und Vorteile sind in der nachfolgenden Figurenbeschreibung näher erläutert. Es zeigen:

Figur 1
eine zur Stromerzeugung vorgesehene, stationäre Gasturbine in einem Längsteilschnitt,
Figur 2
einen Ausschnitt aus Figur 1 mit zwei einander gegenüberliegenden Rotorscheiben und einem jeweils daran seitlich angeordneten Dichtungsarmabschnitt,
Figur 3
zwei einander gegenüberliegende Dichtungsarmab-schnitte gemäß einer ersten Ausgestaltung und
Figur 4
zwei einander gegenüberliegende Dichtungsarmab-schnitte gemäß einer zweiten Ausgestaltung.
Advantageous embodiments of the invention and further features and advantages are explained in more detail in the following description of the figures. Show it:
FIG. 1
an intended for power generation, stationary gas turbine in a longitudinal section,
FIG. 2
a section from FIG. 1 with two rotor disks opposite one another and with a sealing arm section arranged laterally thereon,
FIG. 3
two opposing Dichtungsarmab sections according to a first embodiment and
FIG. 4
two opposing Dichtungsarmab sections according to a second embodiment.

Figur 1 zeigt eine stationäre Gasturbine 10 in einem Längsteilschnitt. Die Gasturbine 10 weist im Innern einen um eine Rotationsachse 12 drehgelagerten Rotor 14 auf, der auch als Turbinenläufer bezeichnet wird. Entlang des Rotors 14 folgen aufeinander ein Ansauggehäuse 16, ein Axialturboverdichter 18, eine torusartige Ringbrennkammer 20 mit mehreren rotationssymmetrisch zueinander angeordneten Brennern 22, eine Turbineneinheit 24 und ein Abgasgehäuse 26. FIG. 1 shows a stationary gas turbine 10 in a longitudinal partial section. The gas turbine 10 has inside a rotatably mounted about an axis of rotation 12 rotor 14, which is also referred to as a turbine runner. Along the rotor 14 follow one another an intake housing 16, an axial turbocharger 18, a toroidal annular combustion chamber 20 with a plurality of rotationally symmetrically arranged burners 22, a turbine unit 24 and an exhaust housing 26.

Der Axialturboverdichter 18 umfasst einen ringförmig ausgebildeten Verdichterkanal 25 mit darin kaskadisch aufeinanderfolgenden Verdichterstufen aus Laufschaufel- und Leitschaufelkränzen. Die am Rotor 14 angeordneten Laufschaufeln 27 liegen mit ihren frei endenden Schaufelblattspitzen 29 einer äußeren Kanalwand des Verdichterkanals 25 gegenüber. Der Verdichterkanal 25 mündet über einen Verdichterausgangsdiffusor 36 in einem Plenum 38. Darin ist die Ringbrennkammer 20 mit ihrem Verbrennungsraum 28 vorgesehen, der mit einem ringförmigen Heißgaskanal 30 der Turbineneinheit 24 kommuniziert. In der Turbineneinheit 24 sind vier hintereinander geschaltete Turbinenstufen 32 angeordnet. Am Rotor 14 ist ein Generator oder eine Arbeitsmaschine (jeweils nicht dargestellt) angekoppelt.The Axialturboverdichter 18 includes a ring-shaped compressor duct 25 with successively cascaded compressor stages of blade and vane rings. The rotor blades 14 arranged on the blades 27 are with their free-ending blade tips 29 an outer channel wall of the compressor passage 25 against. The compressor passage 25 opens via a compressor outlet diffuser 36 in a plenum 38. Therein, the annular combustion chamber 20 is provided with its combustion chamber 28, which communicates with an annular hot gas duct 30 of the turbine unit 24. In the turbine unit 24 four successive turbine stages 32 are arranged. On the rotor 14, a generator or a working machine (each not shown) is coupled.

Im Betrieb der Gasturbine 10 saugt der Axialturboverdichter 18 durch das Ansauggehäuse 16 als zu verdichtendes Medium Umgebungsluft 34 an und verdichtet diese. Die verdichtete Luft wird durch den Verdichterausgangsdiffusor 36 in das Plenum 38 geführt, von wo aus es in die Brenner 22 einströmt. Über die Brenner 22 gelangt auch Brennstoff in den Verbrennungsraum 28. Dort wird der Brennstoff unter Zugabe der verdichteten Luft zu einem Heißgas M verbrannt. Das Heißgas M strömt anschließend in den Heißgaskanal 30, wo es sich arbeitsleistend an den Turbinenschaufeln der Turbineneinheit 24 entspannt. Die währenddessen freigesetzte Energie wird vom Rotor 14 aufgenommen und einerseits zum Antrieb des Axialturboverdichters 18 und andererseits zum Antrieb einer Arbeitsmaschine oder elektrischen Generators genutzt.During operation of the gas turbine 10, the axial turbocharger 18 draws in ambient air 34 through the intake housing 16 as a medium to be compressed and compresses it. The compressed air is guided through the compressor outlet diffuser 36 into the plenum 38, from where it flows into the burner 22. Fuel also passes into the combustion space 28 via the burners 22. There, the fuel is burned to a hot gas M with the addition of the compressed air. The hot gas M then flows into the hot gas duct 30, where it relaxes to perform work on the turbine blades of the turbine unit 24. The energy released during this time is absorbed by the rotor 14 and used on the one hand to drive the axial turbocharger 18 and on the other hand to drive a working machine or electric generator.

Figur 2 zeigt einen axialen Abschnitt aus dem Längsschnitt der Gasturbine 10 im Bereich der Turbineneinheit 24. Zwei axial aneinander liegende Rotorscheiben 40, 42 bilden jeweils eine Rotorkomponente. Die Rotorscheiben 40, 42 sind aufgrund einer nicht weiter dargestellten Verschraubung in einem Kontaktbereich 44 formschlüssig, flächig und mit großer Kraft aneinander gepresst, um eine schlupffreie Übertragung von Drehmomenten zu gewährleisten. Die Rotorscheiben 40, 42 sind im Wesentlichen zur Rotationsachse 12 symmetrisch ausgestaltet, abgesehen vom Bereich der Laufschaufelaufnahmen. FIG. 2 shows an axial portion of the longitudinal section of the gas turbine 10 in the region of the turbine unit 24. Two axially adjacent rotor disks 40, 42 each form a rotor component. The rotor discs 40, 42 are due to a screw not shown in a contact region 44 positively, surface and pressed together with great force to ensure a slip-free transmission of torque. The rotor disks 40, 42 are configured substantially symmetrically with respect to the axis of rotation 12, except for the area of the rotor blade receptacles.

Radial weiter außen zur Kontaktfläche 44 weist jede Rotorscheibe 40, 42 einen seitlich angeordneten, ringförmigen Dichtungsarmabschnitt 46, 48 auf, der jeweils auf die gegenüberliegende andere Rotorscheibe 40, 42 gerichtet ist. Die Dichtungsarmabschnitte 46, 48 sind als in Tangentialrichtung endlos umlaufende Kragen ausgebildet. Radial innerhalb der beiden Dichtungsarmabschnitte 46, 48 ist ein Rotorinnenraum 50 vorgesehen, in dem während des Betriebs der Gasturbine 10 Kühlluft mit hohem Druck vorhanden ist. Diese wird durch nicht weiter dargestellte Bohrungen, welche in den Rotorscheiben 40, 42 angesiedelt sind, zu den Füßen von in Kränzen angeordneten Laufschaufeln 27 geführt. Anschließend wird die Kühlluft durch das Schaufelinnere zu einem Schaufelblatt geleitet. Dort kühlt es das dem Heißgas ausgesetzte Schaufelblatt. Axial zwischen den Laufschaufeln 27 sind ebenfalls in einem Kranz angeordnete Leitschaufeln 54 vorgesehen, die über einen U-Ring 56 radial innen miteinander gekoppelt sind. Der U-Ring 56 ist in einem sogenannten Scheibenzwischenraum 58 angeordnet, welcher außerhalb des Rotors 14 der Gasturbine 10 liegt. Die erfindungsgemäße Ausgestaltung ist in Figur 2 nicht dargestellt.Radially farther outward from the contact surface 44, each rotor disk 40, 42 has a laterally disposed annular seal arm portion 46, 48 which is directed toward the opposite other rotor disk 40, 42, respectively. The Dichtungsarmabschnitte 46, 48 are formed as a tangential endlessly circumferential collar. Radially within the two Dichtungsarmabschnitte 46, 48, a rotor inner space 50 is provided in which during the operation of the gas turbine 10 cooling air at high pressure is present. This is performed by not shown holes, which are located in the rotor disks 40, 42, to the feet of wafers arranged in 27 wreaths. Subsequently, the cooling air is passed through the blade inside to an airfoil. There it cools the airfoil exposed to the hot gas. Axially between the blades 27 also arranged in a ring vanes 54 are provided, which are coupled via a U-ring 56 radially inwardly with each other. The U-ring 56 is arranged in a so-called disc space 58 which lies outside of the rotor 14 of the gas turbine 10. The embodiment of the invention is in FIG. 2 not shown.

Figur 3 zeigt lediglich schematisch die beiden einander gegenüberliegenden, auf die jeweils andere Rotorkomponente 40, 42 gerichteten Dichtungsarmabschnitte 46, 48. Die zur Rotorscheibe 42 weisende Seitenfläche 60 des Dichtungsarmabschnittes 46 ist mit einer umlaufenden Nut 62 versehen, in der ein wabenförmiger Einsatz 64 angeordnet ist. Der wabenförmige Einsatz 64 ist ein erster Dichtungspartner eines zweiteiligen Dichtelements 66, welches den Spalt zwischen den beiden einander gegenüberliegenden Dichtungsarmabschnitten 46, 48 gegen Durchströmung sichert. FIG. 3 shows only schematically the two opposing, directed to the respective other rotor component 40, 42 Dichtungsarmabschnitte 46, 48. The rotor disk 42 facing side surface 60 of the Dichtungsarmabschnittes 46 is provided with a circumferential groove 62 in which a honeycomb insert 64 is arranged. The honeycomb insert 64 is a first sealing partner of a two-part sealing element 66, which secures the gap between the two opposing sealing arm sections 46, 48 against flow through.

An der seitlichen, dem Dichtungsarmabschnitt 46 zugewandten Seitenfläche 68 des Dichtungsarmabschnittes 48 ist eine im Querschnitt dreieckförmige (konusförmige) Feder 70 als der zweite Dichtungspartner des Dichtelements 66 ausgestaltet. Die Feder 70 drückt sich bei der Montage der beiden Rotorscheiben 40, 42 in den wabenförmigen Einsatz 64 hinein. Da nach der Montage die beiden Rotorscheiben 40, 42 und insbesondere deren Dichtungsarmabschnitte 46, 48 keine besonders großen Relativbewegungen zueinander durchführen, sitzt die Feder 70 nahezu unbeweglich im wabenförmigen Einsatz 64. Relativbewegungen zueinander treten lediglich im Betrieb aufgrund thermischer Dehnungen oder aufgrund von Fliehkraftbelastungen auf, was durch die dargestellten Pfeile symbolisiert ist.On the side, the Dichtungsarmabschnitt 46 facing side surface 68 of the Dichtungsarmabschnittes 48 a triangular in cross-section (cone-shaped) spring 70 as the second sealing partner of the sealing element 66 is configured. The spring 70 is pressed into the honeycomb insert 64 during the assembly of the two rotor disks 40, 42. Since after assembly the two rotor disks 40, 42 and in particular their Dichtungsarmabschnitte 46, 48 perform no particularly large relative movements to each other, the spring 70 sits almost immobile in the honeycomb insert 64. Relative movements occur to each other only in operation due to thermal expansion or due to centrifugal forces on which is symbolized by the illustrated arrows.

Eine dazu alternative Ausgestaltung zeigt Figur 4, bei der ebenfalls die beiden einander gegenüberliegenden Dichtungsarmabschnitte 46, 48 der benachbarten Rotorscheiben 40, 42 im Querschnitt dargestellt sind. Die in Figur 4 rechts dargestellte Rotorscheibe weist einen Dichtungsarmabschnitt 48 auf, welcher den Dichtungsarmabschnitt 46 der benachbarten Rotorscheibe 40 - axial gesehen - überlappt. Der Überlappungsabschnitt 49 weist an seiner Außenseite mehrere in Umfangsrichtung umlaufende endlose Dichtspitzen 51 auf, die einen der beiden Dichtungspartner des Dichtelements 66 bilden. An der nach innen gewandten Seite des Dichtungsarmabschnitts 46 ist in einer nach innen geöffneten Nut sitzend ein wabenförmiger Einsatz 64 als der andere der beiden Dichtungspartner vorgesehen, in den sich die Dichtspitzen 51 aufgrund auftretender Fliehkräfte zur Abdichtung des Spalts hineindrücken können. Eine Relativbewegung in Umfangsrichtung - also senkrecht zur Zeichnungsebene - zwischen den Dichtspitzen 51 und dem wabenförmigen Einsatz 64 tritt nicht auf.An alternative embodiment shows FIG. 4 in which also the two opposite Dichtungsarmabschnitte 46, 48 of the adjacent rotor disks 40, 42 are shown in cross section. In the FIG. 4 Rotor disk shown on the right has a Dichtungsarmabschnitt 48, which overlaps the Dichtungsarmabschnitt 46 of the adjacent rotor disk 40 - seen axially. The overlapping section 49 has on its outer side a plurality of circumferentially continuous endless sealing tips 51, which form one of the two sealing partners of the sealing element 66. On the inwardly facing side of the seal arm portion 46, a honeycomb insert 64 as the other of the two seal partners is seated in an inwardly open groove and into which the seal tips 51 may press due to centrifugal forces occurring to seal the gap. A relative movement in the circumferential direction - ie perpendicular to the plane of the drawing - between the sealing tips 51 and the honeycomb insert 64 does not occur.

Insgesamt betrifft die Erfindung einen Rotor 14 für eine stationäre Gasturbine 10, umfassend zumindest zwei axial aneinander liegende Rotorkomponenten mit jeweils einem auf die gegenüberliegende Rotorkomponente gerichteten Dichtungsarmabschnitt 46, 48, wobei an den einander gegenüberliegenden Dichtungsarmabschnitten 46, 48 jeweils ein Dichtungspartner eines gemeinschaftlichen Dichtelements 66 vorgesehen ist. Um einen besonders langlebigen Rotor 14 anzugeben, der eine besonders gute Abdichtung des Rotorinnenraums 50 gegenüber einem außerhalb des Rotors 14 liegenden Raums 58 ermöglicht, wird vorgeschlagen, dass einer der beiden Dichtungspartner wabenförmig ausgestaltet ist.Overall, the invention relates to a rotor 14 for a stationary gas turbine 10, comprising at least two axially juxtaposed rotor components, each with a directed to the opposite rotor component seal arm portion 46, 48, wherein at the opposite Dichtungsarmabschnitten 46, 48 each provided a sealing partner of a common sealing element 66 is. To provide a particularly durable rotor 14, which allows a particularly good sealing of the rotor interior 50 with respect to a lying outside of the rotor 14 space 58, it is proposed that one of the two sealing partners is configured honeycomb.

Claims (5)

Rotor (14) für eine stationäre Gasturbine (10), umfassend zumindest zwei axial aneinander liegende Rotorkomponenten mit jeweils einem auf die gegenüberliegende Rotorkomponente gerichteten Dichtungsarmabschnitt (46, 48), wobei an den einander gegenüberliegenden Dichtungsarmabschnitten (46, 48) jeweils ein Dichtungspartner eines gemeinschaftlichen Dichtelements (66) vorgesehen ist, dadurch gekennzeichnet, dass
einer der beiden Dichtungspartner wabenförmig ausgestaltet ist.Rotor (14) for a stationary gas turbine (10), comprising at least two axially juxtaposed rotor components, each with a facing on the opposite rotor component seal arm portion (46, 48), wherein at the opposite Dichtungsarmabschnitten (46, 48) each have a sealing partner of a common Sealing element (66) is provided, characterized in that
one of the two sealing partners is honeycombed. Rotor (14) nach Anspruch 1,
bei dem die beiden Dichtungspartner axial einander gegenüberliegend nach dem Nut-Feder-Prinzip ineinander gesteckt sind.Rotor (14) according to claim 1,
in which the two sealing partners are inserted axially opposite each other according to the tongue and groove principle. Rotor (14) nach Anspruch 1,
bei dem die beiden Dichtungspartner radial einander gegenüberliegen,
der radial äußere Dichtungspartner nach innen wabenförmig ausgestaltet und
der radial innere Dichtungspartner als nach außen gerichtete Dichtspitze (51) ausgebildet ist.Rotor (14) according to claim 1,
in which the two sealing partners lie radially opposite one another,
the radially outer seal partner configured inwardly honeycomb and
the radially inner sealing partner is designed as an outwardly directed sealing tip (51). Rotor (14) nach Anspruch 1, 2 oder 3,
bei dem die Rotorkomponenten als Rotorscheiben (40, 42) ausgebildet sind, an denen die Dichtungsarmabschnitte (46, 48) seitlich angeordnet sind.Rotor (14) according to claim 1, 2 or 3,
in which the rotor components are designed as rotor disks (40, 42) on which the seal arm portions (46, 48) are arranged laterally. Gasturbine (10) mit einem Rotor (14) nach einem der Ansprüche 1 bis 4.Gas turbine (10) with a rotor (14) according to one of claims 1 to 4.
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Citations (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3262635A (en) * 1964-11-06 1966-07-26 Gen Electric Turbomachine sealing means
JPS58185903A (en) * 1982-04-23 1983-10-29 Hitachi Ltd Steam turbine casing
WO1997012125A2 (en) * 1995-09-29 1997-04-03 Siemens Aktiengesellschaft Sealing element for sealing a gap and gas turbine facility
US5653447A (en) * 1995-07-26 1997-08-05 Cress; Steven B. Vacuum/pressure seal method and apparatus
JPH09242505A (en) 1996-03-11 1997-09-16 Hitachi Ltd Turbine structure
JPH102203A (en) * 1996-06-17 1998-01-06 Mitsubishi Heavy Ind Ltd Gas turbine cooling stationary blade
US20040051254A1 (en) * 2002-09-13 2004-03-18 Siemens Westinghouse Power Corporation Multidirectional turbine shim seal
EP0894947B1 (en) 1997-07-30 2004-03-31 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gas turbine interstage seal
US20050173871A1 (en) * 2004-02-09 2005-08-11 Siemens Westinghouse Power Corporation Seal usable between thermally movable components
EP0894974B1 (en) 1997-08-01 2006-06-07 Meggitt (UK) Ltd. Ignition systems
US20100074731A1 (en) * 2008-09-25 2010-03-25 Wiebe David J Gas Turbine Sealing Apparatus
US20100196139A1 (en) 2009-02-02 2010-08-05 Beeck Alexander R Leakage flow minimization system for a turbine engine
EP2218918A1 (en) * 2009-02-13 2010-08-18 Siemens Aktiengesellschaft Axial turbo compressor for a gas turbine with low blade-tip leakage losses and diffuser losses

Patent Citations (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3262635A (en) * 1964-11-06 1966-07-26 Gen Electric Turbomachine sealing means
JPS58185903A (en) * 1982-04-23 1983-10-29 Hitachi Ltd Steam turbine casing
US5653447A (en) * 1995-07-26 1997-08-05 Cress; Steven B. Vacuum/pressure seal method and apparatus
WO1997012125A2 (en) * 1995-09-29 1997-04-03 Siemens Aktiengesellschaft Sealing element for sealing a gap and gas turbine facility
JPH09242505A (en) 1996-03-11 1997-09-16 Hitachi Ltd Turbine structure
JPH102203A (en) * 1996-06-17 1998-01-06 Mitsubishi Heavy Ind Ltd Gas turbine cooling stationary blade
EP0894947B1 (en) 1997-07-30 2004-03-31 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gas turbine interstage seal
EP0894974B1 (en) 1997-08-01 2006-06-07 Meggitt (UK) Ltd. Ignition systems
US20040051254A1 (en) * 2002-09-13 2004-03-18 Siemens Westinghouse Power Corporation Multidirectional turbine shim seal
US20050173871A1 (en) * 2004-02-09 2005-08-11 Siemens Westinghouse Power Corporation Seal usable between thermally movable components
US20100074731A1 (en) * 2008-09-25 2010-03-25 Wiebe David J Gas Turbine Sealing Apparatus
US20100196139A1 (en) 2009-02-02 2010-08-05 Beeck Alexander R Leakage flow minimization system for a turbine engine
EP2218918A1 (en) * 2009-02-13 2010-08-18 Siemens Aktiengesellschaft Axial turbo compressor for a gas turbine with low blade-tip leakage losses and diffuser losses

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