EP2551453A1 - Kühlvorrichtung eines Gasturbinenkompressors - Google Patents

Kühlvorrichtung eines Gasturbinenkompressors Download PDF

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EP2551453A1
EP2551453A1 EP11175451A EP11175451A EP2551453A1 EP 2551453 A1 EP2551453 A1 EP 2551453A1 EP 11175451 A EP11175451 A EP 11175451A EP 11175451 A EP11175451 A EP 11175451A EP 2551453 A1 EP2551453 A1 EP 2551453A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
ring
rotor
compressor
cooling medium
compressor rotor
Prior art date
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Withdrawn
Application number
EP11175451A
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Christian Dombek
Mauro Corradi
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
GE Vernova GmbH
Original Assignee
Alstom Technology AG
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Alstom Technology AG filed Critical Alstom Technology AG
Priority to EP11175451A priority Critical patent/EP2551453A1/de
Priority to DE102012014646A priority patent/DE102012014646A1/de
Priority to US13/556,722 priority patent/US9382802B2/en
Publication of EP2551453A1 publication Critical patent/EP2551453A1/de
Withdrawn legal-status Critical Current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
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
    • F01D5/08—Heating, heat-insulating or cooling means
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • 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
    • F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
    • F01D5/08—Heating, heat-insulating or cooling means
    • F01D5/081—Cooling fluid being directed on the side of the rotor disc or at the roots of the blades
    • 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
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    • F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
    • F01D5/08—Heating, heat-insulating or cooling means
    • F01D5/081—Cooling fluid being directed on the side of the rotor disc or at the roots of the blades
    • F01D5/084—Cooling fluid being directed on the side of the rotor disc or at the roots of the blades the fluid circulating at the periphery of a multistage rotor, e.g. of drum type

Definitions

  • the present invention relates to the field of turbomachinery. It relates to a compressor rotor according to the preamble of claim 1 and a gas turbine comprising such a rotor and a method for cooling a gas turbine with such a rotor.
  • Fig. 1 shows the basic scheme of a gas turbine, as used for example as a stationary industrial turbine for the production of energy.
  • the gas turbine 10 of Fig. 1 comprises a compressor 12 which sucks and compresses combustion air through an air inlet 11. The compressed air is introduced into a combustion chamber 13 and used there for the combustion of a fuel 14. The resulting hot gases are in a subsequent Relaxed turbine 15 under work and discharged as exhaust 16 to the outside or used in a heat recovery steam generator.
  • the blades required for the compressor 12 and the turbine 15 are usually mounted on a rotor 17 having corresponding rotor disks.
  • compression air temperatures at the compressor end of several 100 ° C arise during the compression of the combustion air. Cooling of the rotor in this area on the one hand reduces the thermal load on the materials used, but on the other hand can also contribute to improving the overall efficiency of the gas turbine.
  • a part of the compressed air can be branched off, in a cooling device 18 (in Fig. 1 dashed) cooled down and then fed to the cooling in the end region of the compressor 12.
  • the cooling air is used here for flushing the cavity 22 between the compressor rotor end and the middle section 19 and as cooling air for the rotor disk 25 'in the region of the compressor rotor end.
  • the aim is to use the cooling air to lower the rotor temperature in this area.
  • the rotor according to the invention which is intended in particular for use in a gas turbine, comprises a rotor, which has at least one groove into which a plurality of rotor blades can be inserted and held on the rotor, and furthermore a device for cooling the rotor in the area of the compressor rotor end.
  • the invention is characterized in that the rotor in the region of the compressor rotor end has a ring which is pushed concentrically and at a distance with formation of a gap over a rotor disk of the rotor and attached to the rotor disk, that the blades in the region of the compressor rotor end in corresponding grooves on Ring are used and held there, that first means for axially flowing through the ring are provided with a cooling medium from Kompressorrotorende forth, and in that second means for deflecting the emerging from the ring cooling medium are provided, such that the cooling medium through the gap between the Ring and the rotor disc enclosed by the ring flows back in the axial direction.
  • the gap between the ring and the rotor disc enclosed by the ring for example, has the shape of an annular gap, which may be interrupted by fastening elements which connect the ring with the rotor disk.
  • An embodiment of the compressor according to the invention is characterized in that the first means comprises a plurality of distributed over the circumference of the ring arranged axial bores through which the cooling medium flows.
  • Another embodiment of the compressor according to the invention is characterized in that the second means comprise an annular deflection region formed in the rotor disk, which communicates with the first means or axial bores and the gap between the ring and the rotor disk, and a reversal of the flow direction of the cooling medium causes.
  • the ring is fastened by a positive connection between the inner circumferential surface of the ring and the outer circumferential surface of the rotor disk on the rotor disk.
  • the positive engagement is in the nature of circumferentially distributed, radially aligned hammerhead connections or fir tree root connections.
  • a further embodiment of the invention is characterized in that the ring with the upstream end face abuts against an annular abutment surface of the rotor disk, and that the ring and the rotor disk are connected to one another in this region.
  • connection between ring and rotor disk can be effected by a positive connection.
  • connection between the ring and the rotor disk by a material bond, in particular by welding, is effected.
  • compressor rotor In addition to the compressor rotor is a gas turbine comprising a compressor, a combustion chamber, a turbine and a rotor subject of the invention, wherein the rotor (34) comprises a compressor rotor (17) according to one of the embodiments described above.
  • An embodiment of the gas turbine according to the invention is characterized in that the ring is arranged in the installed state at the downstream end side next to stationary structural parts, and that the cooling medium for cooling the compressor rotor end is brought over the structural parts.
  • deflecting elements are arranged at the transition between the structural parts and the ring, which impart a twist in the direction of rotation of the compressor to the cooling medium emerging from the structural parts.
  • the deflecting elements may be formed as baffles.
  • the deflection elements are designed as swirl nozzles.
  • At least one seal is arranged between the structural parts and the ring.
  • the seal may be formed as a labyrinth seal or brush seal.
  • such a seal is mounted on a radius which is smaller than the distance from the center of the rotor to the first means for axially flowing through the ring with a cooling medium. This seal prevents a bypass of the cooling medium around the ring.
  • such a seal is mounted on a radius which is greater than the distance from the center of the rotor to the first means for axially flowing through the ring with a cooling medium. This seal prevents backflow of the cooling medium into the main flow of the compressor.
  • the gas turbine comprises a compressor, a combustion chamber and a turbine.
  • the compressor itself has a plurality of blades, which are inserted into corresponding grooves on a compressor rotor and held there.
  • the compressor rotor in the region of the compressor rotor end has a ring which is pushed concentrically and with the formation of a gap over a rotor disk of the compressor rotor and attached to the rotor disk, wherein the rotor blades are inserted into corresponding grooves on the ring in the region of the compressor rotor end and held there ,
  • first means are provided for axially flowing through the ring with a cooling medium from the Kompressorotorende forth and second means for deflecting the emerging from the ring cooling medium is provided.
  • the method is characterized in that a cooling medium from the compressor end is passed through the first means of the ring, the cooling medium is subsequently deflected by second means, and the cooling medium is finally returned through the gap between the ring and the ring surrounded by the rotor disc in the axial direction ,
  • cooling medium is subjected to a twist before it is introduced into the first means of the ring.
  • the compressor rotor described by way of example of a gas turbine having a compressor, a combustor, and a turbine may be used for gas turbines with sequential combustion, ie, gas turbines containing one or more compressors, a first combustor, a high pressure turbine, a second combustor (sequential combustor ) and a low pressure turbine.
  • gas turbines with sequential combustion ie, gas turbines containing one or more compressors, a first combustor, a high pressure turbine, a second combustor (sequential combustor ) and a low pressure turbine.
  • gas turbine with sequential combustion and the rotor according to the invention and a method for cooling a compressor rotor for a gas turbine with sequential combustion included in the invention.
  • a cooling circuit is produced below the high-pressure compressor or compressor rotor end with the aid of a separate ring.
  • the ring 26 is pushed onto the rotor disk 25 during manufacture.
  • the connection between ring 26 and rotor disk 25 can be made in different ways.
  • a positive fit 30 between the opposite lateral surfaces of the ring 26 and the rotor disk 25 are used, which in particular has the form of a distributed over the circumference, radially oriented hammer head connection.
  • the cooling air 24 is guided through the structural parts 23 of the middle part to the cavity at the end of the compressor 17. From the cavity, the cooling air passes into distributed over the circumference of the ring 26 arranged axial bores 27 in the ring 46. At the upstream end of the ring 26, the exiting the ring 26 cooling air is deflected in a deflection (180 °) and passes through the gap 29 between the rotor disk 25 and the ring 26 again towards the turbine.
  • a seal 32 is preferably provided between the ring 26 and the structural parts 23 of the middle part 19, in order to minimize the slight leakage. This can e.g. a conventional labyrinth seal or brush seal.
  • deflecting elements 33 in particular in the form of a swirl nozzle or baffles, can be provided at the outlet of the cooling air from the structural parts 23, which impart a twist in the direction of rotation of the compressor to the cooling air emerging from the structural parts 23 ,

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

Es wird ein Kompressorrotor, vorgeschlagen, welcher eine Nut (20) am Rotor (17) aufweist, in die eine Mehrzahl von Laufschaufeln (21) eingesetzt werden können, sowie weiterhin eine Vorrichtung (26, 27,28,29) zum Kühlen des Rotors im Bereich des Kompressorrotorendes umfasst. Eine effiziente Kühlung bei gleichzeitig einfachem Aufbau wird dadurch erreicht, dass der Kompressorrotor (17) im Bereich des Kompressorrotorendes einen Ring (26) aufweist, welcher konzentrisch und mit Abstand unter Ausbildung eines Spaltes (29) über eine Rotorscheibe (25) des Rotors (17) geschoben und an der Rotorscheibe (25) befestigt ist, dass die Laufschaufeln (21) im Bereich des Kompressorrotorendes in entsprechende Nuten (20) am Ring (26) eingesetzt sind und dort gehalten werden, dass erste Mittel (27) zum axialen Durchströmen des Rings (26) mit einem Kühlmedium vom Kompressorrotorende her vorgesehen sind, und dass zweite Mittel (28) zum Umlenken des aus dem Ring (26) heraustretenden Kühlmediums vorgesehen sind, derart, dass das Kühlmedium durch den Spalt (29) zwischen dem Ring (26) und der vom Ring (26) umschlossenen Rotorscheibe (25) in axialer Richtung zurückströmt. Weiterhin wird ein Verfahren zum Kühlen eines derartigen Rotors vorgeschlagen.

Description

    TECHNISCHES GEBIET
  • Die vorliegende Erfindung bezieht sich auf das Gebiet der Turbomaschinen. Sie betrifft einen Kompressorrotor gemäss dem Oberbegriff des Anspruchs 1 sowie eine Gasturbine umfassend einen derartigen Rotor und ein Verfahren zum Kühlen einer Gasturbine mit einem derartigen Rotor.
    • STAND DER TECHNIK
  • Fig. 1 zeigt das grundsätzliche Schema einer Gasturbine, wie sie beispielsweise als stationäre Industrieturbine zur Erzeugung von Energie Verwendung findet. Die Gasturbine 10 der Fig. 1 umfasst einen Kompressor 12, der durch einen Lufteinlass 11 Verbrennungsluft ansaugt und verdichtet. Die verdichtete Luft wird in eine Brennkammer 13 eingeführt und dort zur Verbrennung eines Brennstoffs 14 verwendet. Die entstehenden Heissgase werden in einer nachfolgenden Turbine 15 unter Arbeitsleistung entspannt und als Abgas 16 nach aussen abgegeben oder in einem Abhitzedampferzeuger weiterverwendet.
  • Die für den Kompressor 12 und die Turbine 15 benötigten Laufschaufeln sind üblicherweise auf einem Rotor 17 angebracht, der entsprechende Rotorscheiben aufweist. Im Kompressor 12 entstehen bei der Kompression der Verbrennungsluft Temperaturen am Kompressorende von mehreren 100 °C. Eine Kühlung des Rotors in diesem Bereich verringert dabei einerseits die thermische Belastung der eingesetzten Werkstoffe, kann aber andererseits auch dazu beitragen, den Wirkungsgrad der Gasturbine insgesamt zu verbessern. Zur Kühlung kann ein Teil der verdichteten Luft abgezweigt, in einer Kühlvorrichtung 18 (in Fig. 1 gestrichelt) heruntergekühlt und dann zur Kühlung in den Endbereich des Kompressors 12 eingespiesen werden.
  • In der Druckschrift EP 0 799 971 B1 ist vorgeschlagen worden, zum Schutz des Rotors vor einer thermische Überlastung im Endbereich des Kompressors eine Wärmedämmung vorzusehen, die den Wärmeeintrag vom Verdichterkanal in den Rotorkörpers verringert. Hierbei handelt es sich jedoch um eine rein passive Massnahme, die keine Abfuhr der Wärme ermöglicht
  • Aus der GB 2 350 408 A ist es weiterhin bekannt, beim Rotor einer Turbomaschine ein konzentrisches ringförmiges thermisches Abschirmelement mit Abstand um den Rotor herum anzuordnen, welches die Laufschaufeln trägt und den Wärmeeintrag in den Rotor verringert. Zusätzlich kann durch einen Spalt zwischen Ring und Rotor ein Kühlmedium strömen, welches Wärme abführt. Nachteilig ist hierbei, dass das Abschirmelement mangels eigener Kühlung besondere Anforderungen an das Material stellt. Ausserdem kann Kühlmedium, das unter den Abschirmelementen durchströmt nur in den Kompressor zurückgeführt werden, wodurch die Kompressoraustrittstemperatur steigt. Ausserdem ist dies Kühlmedium nicht mehr für die Brennkammer oder Turbinenkühlung verfügbar.
  • Das heutige Design am Ende des Kompressors, über das die Erfindung hinausgeht, besteht gemäss Fig. 2 aus Kompressorschaufeln 21, die in umlaufenden Nuten 20' am Rotor 17 bzw. der Rotorscheibe 25' befestigt sind. In den meisten Industrie-Gasturbinen wird ein Teil der verdichteten Kompressorluft abgegriffen und anstatt der Verbrennung zugeführt, als Kühlluft von Heissteilen (Rotor, Heissgasteile) verwendet. Um die Effektivität der Kühlung zu verbessern, wird ein Teil der Kompressorluft durch einen Kühler geschickt, um eine geringere Temperatur des Kühlmediums zu erzielen (siehe oben). Bei der Gasturbine der Fig. 2 wird ein Teil dieser vorgekühlten Kühlluft 24 über (ortsfeste) Strukturteile 23' einer stromabwärts an den Kompressor 12 anschliessenden Mittelpartie 19 zurück zum Ende des Kompressors 12 geführt. Die Kühlluft wird hier zur Spülung der Kavität 22 zwischen Kompressorrotorende und Mittelpartie 19 eingesetzt sowie als Kühlluft für die Rotorscheibe 25' im Bereich des Kompressorrotorendes. Das Ziel ist es, mit der Kühlluft die Rotortemperatur in diesem Bereich zu senken.
  • Obgleich es das Ziel ist, mit der Kühlluft die Rotortemperatur in diesem Bereich zu senken, ist für die Rotorscheibe 25' diese Art der Kühlung nicht effizient genug. Um die Leistung und damit die Effizienz bei einer Gasturbine zu erhöhen, kann die Verbrennungstemperatur und/oder der Massenstrom erhöht werden. Eine Leistungssteigerung kann durch einen verbesserten Kompressor erreicht werden. Dies hat einen höheren Massenstrom zur Folge, so dass der Druck und damit die Lufttemperatur am Ende des Kompressors ansteigt und dadurch die Rotortemperatur ebenfalls steigt. Mit höherer Rotortemperatur im Bereich des Kompressorrotorendes wird jedoch die Lebensdauer des Rotors negativ beeinflusst.
    • DARSTELLUNG DER ERFINDUNG
  • Es ist daher eine Aufgabe der Erfindung, einen Rotor anzugeben, welche die beschriebenen Nachteile bisheriger Rotoren vermeidet und sich insbesondere dadurch auszeichnet, dass bei vergleichsweise einfachen Aufbau die thermische Belastung des Rotors am Kompressorrotorende deutlich reduziert wird.
  • Diese und andere Aufgaben werden durch die Gesamtheit der Merkmale des Anspruchs 1 gelöst.
  • Der erfindungsgemässe Rotor, der insbesondere für die Anwendung in einer Gasturbine vorgesehen ist, umfasst einen Rotor, welcher mindestens eine Nut aufweist, in die eine Mehrzahl von Laufschaufeln am Rotor eingesetzt werden können und dort gehalten werden können, sowie weiterhin eine Vorrichtung zum Kühlen des Rotors im Bereich des Kompressorrotorendes. Die Erfindung ist dadurch gekennzeichnet, dass der Rotor im Bereich des Kompressorrotorendes einen Ring aufweist, welcher konzentrisch und mit Abstand unter Ausbildung eines Spaltes über eine Rotorscheibe des Rotors geschoben und an der Rotorscheibe befestigt ist, dass die Laufschaufeln im Bereich des Kompressorrotorendes in entsprechende Nuten am Ring eingesetzt sind und dort gehalten werden, dass erste Mittel zum axialen Durchströmen des Rings mit einem Kühlmedium vom Kompressorrotorende her vorgesehen sind, und dass zweite Mittel zum Umlenken des aus dem Ring heraustretenden Kühlmediums vorgesehen sind, derart, dass das Kühlmedium durch den Spalt zwischen dem Ring und der vom Ring umschlossenen Rotorscheibe in axialer Richtung zurückströmt. Der Spalt zwischen dem Ring und der vom Ring umschlossenen Rotorscheibe hat beispielsweise die Form eines Ringspaltes, wobei dieser durch Befestigungselemente, die den Ring mit der Rotorscheibe verbinden, unterbrochen sein kann.
  • Eine Ausgestaltung des Kompressors nach der Erfindung ist dadurch gekennzeichnet, dass die ersten Mittel eine Mehrzahl von über den Umfang des Rings verteilt angeordneten Axialbohrungen umfasst, durch welche das Kühlmedium strömt.
  • Eine andere Ausgestaltung des erfindungsgemässen Kompressors ist dadurch gekennzeichnet, dass die zweiten Mittel einen in der Rotorscheibe ausgebildeten ringförmigen Umlenkbereich umfassen, welcher mit den ersten Mitteln bzw. Axialbohrungen und dem Spalt zwischen dem Ring und der Rotorscheibe in Verbindung steht und eine Umkehr der Strömungsrichtung des Kühlmediums bewirkt.
  • Gemäss einer anderen Ausgestaltung ist der Ring durch einen Formschluss zwischen der inneren Mantelfläche des Rings und der äusseren Mantelfläche der Rotorscheibe an der Rotorscheibe befestigt.
  • Typischerweise ist der Formschluss nach Art von über den Umfang verteilten, radial ausgerichteten Hammerkopf-Verbindungen oder Tannenbaumfuss-Verbindungen ausgebildet.
  • Eine weitere Ausgestaltung der Erfindung zeichnet sich dadurch aus, dass der Ring mit der stromaufwärts gelegenen Stirnseite an einer ringförmigen Anschlagsfläche der Rotorscheibe anschlägt, und dass der Ring und die Rotorscheibe in diesem Bereich miteinander verbunden sind.
  • Die Verbindung zwischen Ring und Rotorscheibe kann dabei durch einen Formschluss bewirkt werden.
  • Es ist aber auch denkbar, dass die Verbindung zwischen Ring und Rotorscheibe durch einen Stoffschluss, insbesondere durch Schweissen, bewirkt wird.
  • Neben dem Kompressorrotor ist eine Gasturbine umfassend einen Kompressor, eine Brennkammer, eine Turbine und einen Rotor Gegenstand der Erfindung, wobei der Rotor (34) einen Kompressorrotor (17) nach einer der oben beschrieben Ausgestaltungen umfasst.
  • Eine Ausgestaltung der erfindungsgemässen Gasturbine zeichnet sich dadurch aus, dass der Ring im eingebauten Zustand an der stromabwärts gelegenen Stirnseite neben ortsfesten Strukturteilen angeordnet ist, und dass das Kühlmedium zum Kühlen des Kompressorrotorendes über die Strukturteile herangeführt wird.
  • Vorzugsweise sind am Übergang zwischen den Strukturteilen und dem Ring Umlenkelemente angeordnet, welche dem aus den Strukturteilen austretenden Kühlmedium einen Drall in Rotationsrichtung des Kompressors aufprägen.
  • Insbesondere können die Umlenkelemente als Umlenkbleche ausgebildet sein.
  • Es ist aber ebenso gut auch denkbar, dass die Umlenkelemente als Dralldüsen ausgebildet sind.
  • Gemäss einer weiteren Ausgestaltung der Erfindung ist zwischen den Strukturteilen und dem Ring mindestens eine Dichtung angeordnet.
  • Insbesondere kann die Dichtung als Labyrinthdichtung oder Bürstendichtung ausgebildet sein.
  • Gemäss einer Ausgestaltung ist eine derartige Dichtung auf einem Radius angebracht, der kleiner ist als der Abstand vom Zentrum des Rotors zu dem ersten Mittel zum axialen Durchströmen des Rings mit einem Kühlmedium. Diese Dichtung verhindert einen Bypass des Kühlmediums um den Ring.
  • Gemäss einer Ausgestaltung ist eine derartige Dichtung auf einem Radius angebracht, der grösser ist als der Abstand vom Zentrum des Rotors zu dem ersten Mittel zum axialen Durchströmen des Rings mit einem Kühlmedium. Diese Dichtung verhindert ein Rückströmen des Kühlmediums in den Hauptstrom des Verdichters.
  • Neben dem Kompressorrotor und der Gasturbine ist ein Verfahren zum Kühlen eines Kompressorrotors einer oben beschrieben erfindungsgemässen Gasturbine Gegenstand der Erfindung. Dabei umfasst die Gasturbine einen Kompressor, eine Brennkammer und eine Turbine. Der Kompressor selber weist eine Mehrzahl von Laufschaufeln auf, die in entsprechende Nuten an einem Kompressorrotor eingesetzt sind und dort gehalten werden. Weiter weisst der Kompressorrotor im Bereich des Kompressorrotorendes einen Ring auf, welcher konzentrisch und unter Ausbildung eines Spaltes über eine Rotorscheibe des Kompressorrotors geschoben und an der Rotorscheibe befestigt ist, wobei die Laufschaufeln im Bereich des Kompressorrotorendes in entsprechende Nuten am Ring eingesetzt sind und dort gehalten werden. Weiter sind in dem Ring erste Mittel zum axialen Durchströmen des Rings mit einem Kühlmedium vom Kompressorrotorende her vorgesehen und zweite Mittel zum Umlenken des aus dem Ring heraustretenden Kühlmediums vorgesehen. Das Verfahren ist dadurch gekennzeichnet, dass ein Kühlmedium vom Kompressorende durch die ersten Mittel des Ringes geleitet wird, das Kühlmedium anschliessend durch zweite Mittel umgelenkt wird, und das Kühlmedium schliesslich durch den Spalt zwischen dem Ring und der vom Ring umschlossenen Rotorscheibe in axialer Richtung zurückgeleitet wird.
  • Nach einer Ausgestaltung des Verfahren wird Kühlmedium mit einem Drall beaufschlagt wird, bevor es in die ersten Mittel des Ringes eingeleitet wird.
  • Alle erläuterten Vorteile sind nicht nur in den jeweils angegebenen Kombinationen, sondern auch in anderen Kombinationen oder Alleinstellung verwendbar, ohne den Rahmen der Erfindung zu verlassen. Beispielsweise kann der Kompressorrotor, der an dem Beispiel einer Gasturbine mit einem Verdichter, einer Brennkammer und einer Turbine beschrieben ist gleichermassen für Gasturbinen mit sequentieller Verbrennung, d.h. Gasturbinen die einem oder mehreren Verdichter, eine erste Brennkammer, eine Hochdruckturbine, eine zweite Brennkammer (sequentieller Brennkammer) und eine Niederdruckturbine umfassen, angewendet werden. Entsprechend ist auch eine Gasturbine mit sequentieller Verbrennung und dem erfindungsgemässen Rotor und ein Verfahren zum Kühlen eines Kompressorrotors für eine Gasturbine mit sequentieller Verbrennung im Rahmen der Erfindung enthalten.
    • KURZE ERLÄUTERUNG DER FIGUREN
  • Die Erfindung soll nachfolgend anhand von Ausführungsbeispielen im Zusammenhang mit der Zeichnung näher erläutert werden. Es zeigen
    • Fig. 1
    das grundsätzliche Schema einer Gasturbine, wie sie zur Verwirklichung der Erfindung geeignet ist;
    Fig. 2
    einen Längsschnitt durch eine Gasturbine im Bereich des Kompressorrotorendes mit einer Kühlung, wie sie bisher verwendet worden ist;
    Fig. 3
    in einer zu Fig. 2 vergleichbaren Darstellung ein Kompressorende mit einer verbesserten Kühlung gemäss einem Ausführungsbeispiel der Erfindung; und
    Fig. 4
    den Querschnitt in der Ebene A-A durch den Kompressor gemäss Fig. 3.
    WEGE ZUR AUSFÜHRUNG DER ERFINDUNG
  • Um die Kühlung im Bereich des Kompressorrotorendes zu verbessern, wird gemäss der vorliegenden Erfindung mit Hilfe eines separaten Rings ein Kühlkreislauf unterhalb des Hochdruckkompressors bzw. Kompressorrotorendes erzeugt.
  • Wie aus der Fig. 3 deutlich wird, wird der Ring 26 während der Fertigung auf die Rotorscheibe 25 geschoben. Die Verbindung zwischen Ring 26 und Rotorscheibe 25 kann auf verschiedenen Wegen erfolgen. Zum einen kann gemäss Fig. 4 ein Formschluss 30 zwischen den gegenüberliegenden Mantelflächen des Rings 26 und der Rotorscheibe 25 verwendet werden, der insbesondere die Form einer über den Umfang verteilten, radial orientierten Hammerkopf-Verbindung hat.
  • Zum anderen besteht die Möglichkeit, die stromaufwärts liegende Stirnfläche des Rings 26 mit der angrenzenden Anschlagsflache 31 der Rotorscheibe 25 ebenfalls über Formschluss zu verbinden, oder aber über einen Stoffschluss (insbesondere durch Schweissen). Eine Selbstsicherung im Betrieb ist ebenfalls vorhanden, weil bei laufendem Rotor 17 der Schub des Rings 26 gegen die Anschlagsfläche 31 gerichtet ist.
  • Die Kühlluft 24 wird durch die Strukturteile 23 der Mittelpartie zu der Kavität am Ende des Kompressors 17 geführt. Von der Kavität gelangt die Kühlluft in über den Umfang des Rings 26 verteilt angeordnete Axialbohrungen 27 im Ring 46. Am stromaufwärts liegenden Ende des Rings 26 wird die aus dem Ring 26 austretende Kühlluft in einem Umlenkbereich (um 180°) umgelenkt und gelangt durch den Spalt 29 zwischen der Rotorscheibe 25 und dem Ring 26 wieder in Richtung Turbine.
  • Zwischen dem Ring 26 und den Strukturteilen 23 der Mittelpartie 19 ist bevorzugt eine Dichtung 32 vorgesehen, um die etwas Leckage zu minimieren. Dies kann z.B. eine herkömmliche Labyrinthdichtung oder Bürstendichtung sein.
  • Um die Eintrittsverluste der Kühlluft in den Ring 26 zu minimieren, können am Austritt der Kühlluft aus den Strukturteilen 23 Umlenkelemente 33, insbesondere in Form einer Dralldüse oder Umlenkblechen, vorgesehen werden, die der aus den Strukturteilen 23 austretenden Kühlluft einen Drall in Rotationsrichtung des Kompressors aufprägt.
  • Durch den Spalt 29 zwischen Ring 26 und Rotor 17 wird weiterhin die Kontaktfläche zwischen Ring 26 und Rotor 17 reduziert. Dies reduziert die Wärmeleitung von dem heissen Ring 26 in den Rotor 17.
  • Insgesamt sind die Hauptmerkmale der Erfindung:
    • Das System verwendet gekühlte Kompressorluft die über das Sekundärsystem zugeführt wird.
    • Die Schaufelzahl im Kompressor 12 ist frei wählbar, weil im separaten Ring 26 umlaufende Nuten wie zuvor vorhanden sind.
    • Der separate Ring 26 kann je nach Fixierung über Formschluss oder Stoffschluss aus einem anderen Material als die Rotorscheibe 25 bestehen.
    • Axialbohrungen 27 durch den Ring 26 ermöglichen der Kühlluft das Durchströmen und Kühlen des Rings 26.
    • Eine Rückführung der Kühlluft bei der Formschlussverbindung ist gegeben.
    • Ein doppeltes Dichtsystem sorgt dafür, dass die unterschiedlichen Kühlluftströme gegeneinander getrennt werden.
    • Die Kühlluft kann nach dem Durchströmen des Rings 26 weiter für die Kühlung der Brennkammer bzw. Turbine verwendet werden.
    BEZUGSZEICHENLISTE
    • 10
    Gasturbine
    11
    Lufteinlass
    12
    Kompressor
    13
    Brennkammer
    14
    Brennstoff
    15
    Turbine
    16
    Abgas
    17
    Kompressorrotor
    18
    Kühlvorrichtung (extern)
    19
    Mittelpartie
    20,20'
    Nut (umlaufend)
    21
    Laufschaufel
    22
    Kavität
    23,23'
    Strukturteil
    24
    Kühlluft
    25,25'
    Rotorscheibe
    26
    Ring
    27
    Axialbohrung
    28
    Umlenkbereich
    29
    Spalt
    30
    Formschluss
    31
    Anschlagsfläche
    32
    Dichtung
    33
    Umlenkelement (z.B. Umlenkblech, Dralldüse)
    34
    Rotor

Claims (15)

  1. Kompressorrotor (17), umfassend mindestens eine Nut (20) zur Aufnahme von Laufschaufeln (21), sowie eine Vorrichtung (26, 27, 28, 29) zum Kühlen des Kompressorrotors (17) im Bereich des Kompressorrotorendes, dadurch gekennzeichnet, dass der Kompressorrotor (17) im Bereich des Kompressorrotorendes einen Ring (26) aufweist, welcher konzentrisch und mit Abstand unter Ausbildung eines Spaltes (29) über eine Rotorscheibe (25) des Kompressorrotors (17) geschoben und an der Rotorscheibe (25) befestigt ist, dass der Ring (26) Nuten (20) zur Aufnahme von Laufschaufeln (21) im Bereich des Kompressorrotorendes aufweist, dass erste Mittel (27) zum axialen Durchströmen des Rings (26) mit einem Kühlmedium vom Kompressorrotorende her vorgesehen sind, und dass zweite Mittel (28) zum Umlenken des aus dem Ring (26) heraustretenden Kühlmediums vorgesehen sind, derart, dass das Kühlmedium durch den Ringspalt (29) zwischen dem Ring (26) und der vom Ring (26) umschlossenen Rotorscheibe (25) in axialer Richtung zurückströmt.
  2. Kompressorrotor nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die ersten Mittel eine Mehrzahl von über den Umfang des Rings (26) verteilt angeordneten Axialbohrungen (27) umfasst, durch welche das Kühlmedium strömt.
  3. Kompressorrotor (17) nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass die zweiten Mittel einen in der Rotorscheibe (25) ausgebildeten ringförmigen Umlenkbereich (28) umfassen, welcher mit den ersten Mitteln bzw. Axialbohrungen (27) und dem Ringspalt (29) zwischen dem Ring (26) und der Rotorscheibe (25) in Verbindung steht und eine Umkehr der Strömungsrichtung des Kühlmediums bewirkt.
  4. Kompressorrotor (17) nach einem der Ansprüche 1-3, dadurch gekennzeichnet, dass der Ring (26) durch einen Formschluss (30) zwischen der inneren Mantelfläche des Rings (26) und der äusseren Mantelfläche der Rotorscheibe (25) an der Rotorscheibe (25) befestigt ist.
  5. Kompressorrotor (17) nach einem der Ansprüche 1-3, dadurch gekennzeichnet, dass der Ring (26) mit der stromaufwärts gelegenen Stirnseite an einer ringförmigen Anschlagsfläche (31) der Rotorscheibe (25) anschlägt, und dass der Ring (26) und die Rotorscheibe (25) in diesem Bereich miteinander verbunden sind.
  6. Kompressorrotor (17) nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, dass die Verbindung zwischen Ring (26) und Rotorscheibe (25) durch einen Formschluss bewirkt wird.
  7. Kompressorrotor (17) nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, dass die Verbindung zwischen Ring (26) und Rotorscheibe (25) durch einen Stoffschluss, insbesondere durch Schweissen, bewirkt wird.
  8. Gasturbine (10) umfassend einen Kompressor (12), eine Brennkammer (13), eine Turbine (15) und einen Rotor (34), dadurch gekennzeichnet, dass der Rotor (34) einen Kompressorrotor (17) nach einem der Ansprüche 1 bis 8 umfasst.
  9. Gasturbine (10) nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, dass der Ring (26) an der stromabwärts gelegenen Stirnseite direkt neben ortsfesten Strukturteilen (23) angeordnet ist, und dass das Kühlmedium zum Kühlen des Kompressorrotorendes über die Strukturteile (23) herangeführt wird.
  10. Gasturbine (10) nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, dass am Übergang zwischen den Strukturteilen (23) und dem Ring (26) Umlenkelemente (33) angeordnet sind, welche dem aus den Strukturteilen (23) austretenden Kühlmedium einen Drall in Rotationsrichtung des Kompressors aufprägen.
  11. Gasturbine (10) nach Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet, dass die Umlenkelemente (33) als Umlenkbleche ausgebildet sind.
  12. Gasturbine (10) nach Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet, dass die Umlenkelemente (33) als Dralldüsen ausgebildet sind.
  13. Gasturbine (10) nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, dass zwischen den Strukturteilen (23) und dem Ring (26) eine Dichtung (32) angeordnet ist.
  14. Verfahren zum Kühlen eines Kompressorrotors (17) einer Gasturbine (10), wobei die Gasturbine (10) einen Kompressor (12), eine Brennkammer (13) und eine Turbine (15) umfasst,
    wobei der Kompressor (12) eine Mehrzahl von Laufschaufeln (21) aufweist, die in entsprechenden Nuten (20) an einem Kompressorrotor (17) eingesetzt sind und dort gehalten werden,
    der Kompressorrotor (17) im Bereich des Kompressorrotorendes einen Ring (26) aufweist, welcher konzentrisch und unter Ausbildung eines Spaltes (29) über eine Rotorscheibe (25) des Kompressorrotors (17) geschoben und an der Rotorscheibe (25) befestigt ist und die Laufschaufeln (21) im Bereich des Kompressorrotorendes in entsprechende Nuten (20) am Ring (26) eingesetzt sind und dort gehalten werden,
    sowie erste Mittel (27) zum axialen Durchströmen des Rings (26) mit einem Kühlmedium vom Kompressorrotorende her vorgesehen sind und zweite Mittel (28) zum Umlenken des aus dem Ring (26) heraustretenden Kühlmediums vorgesehen sind,
    dadurch gekennzeichnet, dass ein Kühlmedium vom Kompressorende durch die ersten Mittel (27) des Ringes (26) geleitet wird, das Kühlmedium anschliessend durch zweite Mittel (28) umgelenkt wird, und das Kühlmedium schliesslich durch den Spalt (29) zwischen dem Ring (26) und der vom Ring (26) umschlossenen Rotorscheibe (25) in axialer Richtung zurückgeleitet wird.
  15. Verfahren nach Anspruch 14, dadurch gekennzeichnet, dass das Kühlmedium mit einem Drall beaufschlagt wird, bevor es in die ersten Mittel (27) des Ringes (26) eingeleitet wird.
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