EP3054089A1 - Hollow rotor with heat shield for a turbomachine - Google Patents

Hollow rotor with heat shield for a turbomachine Download PDF

Info

Publication number
EP3054089A1
EP3054089A1 EP15153993.9A EP15153993A EP3054089A1 EP 3054089 A1 EP3054089 A1 EP 3054089A1 EP 15153993 A EP15153993 A EP 15153993A EP 3054089 A1 EP3054089 A1 EP 3054089A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
heat shield
turbomachine
hollow shaft
rotor
threads
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Withdrawn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
EP15153993.9A
Other languages
German (de)
French (fr)
Inventor
Karsten Kolk
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 EP15153993.9A priority Critical patent/EP3054089A1/en
Publication of EP3054089A1 publication Critical patent/EP3054089A1/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Withdrawn legal-status Critical Current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
    • 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
    • F01D5/06—Rotors for more than one axial stage, e.g. of drum or multiple disc type; Details thereof, e.g. shafts, shaft connections
    • F01D5/066—Connecting means for joining rotor-discs or rotor-elements together, e.g. by a central bolt, by clamps
    • 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
    • F01D25/12—Cooling
    • 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
    • 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
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/15—Heat shield
    • 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
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/208—Heat transfer, e.g. cooling using heat pipes
    • 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
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/231—Preventing heat transfer

Definitions

  • the present invention relates to an axially flow-through turbomachine with a rotor comprising a plurality of disk-shaped or drum-shaped rotor components and at least one extending through the rotor components tie rod which braces the rotor components axially against each other, wherein one of the rotor components is formed by a hollow shaft, which has an axial passage opening and on whose outer peripheral surface a rotor bearing is arranged.
  • turbomachines are known in the prior art in different configurations.
  • a turbomachine in the form of a stationary gas turbine whose rotor is composed of a plurality of disk-shaped or drum-shaped rotor components, which are clamped axially against each other via a tie rod.
  • Some of the rotor components include vanes of a compressor unit along their outer circumference, others the blades of a turbine unit of the gas turbine.
  • a hollow shaft is provided as a drum-shaped rotor component, on the outer circumferential surface of which a rotor bearing in the form of a sliding bearing is arranged.
  • the present invention provides an axially flow-through turbomachine of the aforementioned type, which is characterized in that the inner peripheral surface of the hollow shaft is at least partially covered with a tubular heat shield formed, and that between the inner peripheral surface of the heat shield and the Tie rod existing annular space defines a cooling air flow channel.
  • a region of the turbomachine such as a turbine unit, with optimum space utilization cooling air can be supplied.
  • the inner peripheral surface of the hollow shaft is at least partially covered with a tubular heat shield, whereby a proper operation of the turbomachine is ensured.
  • the heat shield is made of a metal sheet.
  • the heat shield can be inexpensively manufactured by deep drawing.
  • spacers are provided which are configured and arranged such that during normal operation of the turbomachine, a predetermined air gap between the heat shield and the inner peripheral surface of the hollow shaft remains, which defines an air insulation layer. Thanks to such spacers prevents the heat shield during operation of the turbomachine due to the centrifugal forces applied to the bearing shaft applies.
  • the spacers are integrally formed with the heat shield and provided in particular in the form of beads. Accordingly, a very cost-effective design is achieved with a few items.
  • the heat shield is provided according to an embodiment of the present invention in the region of its free ends with threads which are arranged on the hollow shaft and correspondingly formed threads in engagement.
  • the threads the heat shield can be integrally formed with the heat shield.
  • the heat shield can also be held using threaded Stülpringen on the hollow shaft, which are arranged with arranged on the hollow shaft and correspondingly formed threads engagement, wherein the Stülpringe, when screwed with the provided on the hollow shaft threads, axially against Press the free ends of the heat shield.
  • the through hole of the hollow shaft widens on both sides, in particular in a cone shape, wherein the heat shield is formed divided and mounted from both sides of the through hole.
  • the heat shield parts at their mutually facing end portions on each other radially overlapping joining areas, which can be pushed over each other during assembly of the heat shield, whereby a proper alignment of the heat shield parts to each other and a proper attachment of the heat shield parts is guaranteed to each other.
  • the figures show a part of an axially flow-through turbomachine 1 according to an embodiment of the present invention, which in the present case is a stationary gas turbine.
  • the turbomachine 1 comprises a rotor 2, which is composed of a multiplicity of disk-shaped or drum-shaped rotor components 3, 4 and 5, which are braced axially against one another via a tie rod 6 extending through the rotor components 3, 4 and 5.
  • the rotor components 3 carry on their outer circumference present not shown blades of a compressor unit of the turbomachine 1, while the rotor components 4 along their outer circumference also not shown blades of a turbine unit of the turbomachine 1 record.
  • the rotor component 5 arranged between the compressor unit and the turbine unit is formed by a hollow shaft which has an axial, conically widening on both sides through opening 7 and on the outer surface of a bearing seat 8 is formed, which serves to receive a rotor bearing, not shown here in detail, which is preferably a plain bearing.
  • the inner peripheral surface 9 of the hollow shaft 5 is largely clad with a tubular heat shield 10, wherein an existing between the heat shield 10 and the tie rod 6 annular space 11 defines a cooling air flow passage through which the turbine unit during normal operation of the turbomachine 1 in the direction of arrow 12 cooling air is supplied.
  • the heat shield 10 comprises two heat shield parts 13 and 14 which are each made of a deep-drawn sheet metal and are flared at one of their free ends, wherein the contours of the conical widening of the heat shield parts 13 and 14 substantially the contours of the conical widenings of the through hole. 7 the hollow shaft 5 correspond.
  • the heat shield parts 13 and 14 are each provided with radially overlapping in the intended mounted state joining portions 15 and 16 which define a connector, so that the said end portions of the heat shield parts 13 and 14 can be inserted axially into each other, as in FIG. 3 is shown.
  • heat shield parts 13 and 14 are present in one piece with the heat shield parts 13 and 14 in the form of beads, which protrude in the direction of the inner peripheral surface 9 of the hollow shaft 5.
  • the heat shield parts 13 and 14 are provided in the region of their free ends with threads 18 which are arranged on the hollow shaft 5 and correspondingly formed threads 19 in engagement.
  • the heat shield parts 13 and 14 starting from opposite sides in the passage opening 7 of the hollow shaft 5 is inserted, the joining regions 15 and 16 being pushed into one another, whereupon the threads 18 of the heat shield parts 13 and 14 are screwed to the threads 19 of the hollow shaft 5. Subsequently, the rotor components 3, 4 and 5 are pushed onto the tie rod 6 and then clamped axially against each other via this, in order in this way the in FIG. 1 to produce shown arrangement.
  • the above-described construction of the turbomachine 1 is particularly advantageous in that the heat shield 10 inserted into the hollow shaft 5 transfers heat from the cooling air routed through the annulus 11 during normal operation of the turbomachine 1 to the rotor bearing arranged on the outside of the hollow shaft 5 reduced, whereby an excessive increase in the oil temperature of the bearing oil and thus a coking of the oil can be effectively counteracted. In this way, premature wear of the rotor bearing is counteracted in a simple and inexpensive manner.
  • FIG. 10 shows an alternative embodiment of a heat shield 20 according to another embodiment of the present invention, which can be used in place of the heat shield 10.
  • the heat shield 20 differs only from the heat shield 10 in that the free ends of the heat shield members 21 and 22 are not provided with a thread 18. Instead, provided with corresponding threads 23 Stülpringe 24 are provided, which can be slipped over the free ends of the heat shield parts 21 and 22 and screwed to the threads 19 of the hollow shaft 5 to the heat shield parts 21 and 22 axially against each other and press on the hollow shaft. 5 to fix.

Landscapes

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

Abstract

Die Erfindung betrifft eine axial durchströmbare Turbomaschine (1) mit einem Rotor (2), der eine Vielzahl von scheiben- oder trommelförmig ausgebildeten Rotorbauteilen (3, 4, 5) und zumindest einen sich durch die Rotorbauteile (3, 4, 5) erstreckenden Zuganker (6) umfasst, der die Rotorbauteile (3, 4, 5) axial gegeneinander verspannt, wobei eines der Rotorbauteile (5) durch eine Hohlwelle gebildet wird, die eine axiale Durchgangsöffnung (7) aufweist und an deren Außenumfangsfläche ein Rotorlager angeordnet ist, dadurch gekennzeichnet, dass die Innenumfangsfläche der Hohlwelle (5) zumindest teilweise mit einem rohrartig ausgebildeten Hitzeschild (10; 20) verkleidet ist, und dass ein zwischen der Innenumfangsfläche des Hitzeschildes (10; 20) und dem Zuganker vorhandener Ringraum (11) einen Kühlluftströmungskanal definiert.The invention relates to a turbomachine (1) which can be flowed through axially, having a rotor (2) which has a multiplicity of disk-shaped or drum-shaped rotor components (3, 4, 5) and at least one tie rod extending through the rotor components (3, 4, 5) (6), which braces the rotor components (3, 4, 5) axially against each other, wherein one of the rotor components (5) is formed by a hollow shaft having an axial passage opening (7) and on the outer peripheral surface of which a rotor bearing is arranged characterized in that the inner peripheral surface of the hollow shaft (5) is at least partially covered with a tube-like heat shield (10; 20), and that an annular space (11) provided between the inner peripheral surface of the heat shield (10; 20) and the tie rod defines a cooling air flow channel.

Description

Die vorliegende Erfindung betrifft eine axial durchströmbare Turbomaschine mit einem Rotor, der eine Vielzahl von scheiben- oder trommelförmig ausgebildeten Rotorbauteilen und zumindest einen sich durch die Rotorbauteile erstreckenden Zuganker umfasst, der die Rotorbauteile axial gegeneinander verspannt, wobei eines der Rotorbauteile durch eine Hohlwelle gebildet wird, die eine axiale Durchgangsöffnung aufweist und an deren Außenumfangsfläche ein Rotorlager angeordnet ist.The present invention relates to an axially flow-through turbomachine with a rotor comprising a plurality of disk-shaped or drum-shaped rotor components and at least one extending through the rotor components tie rod which braces the rotor components axially against each other, wherein one of the rotor components is formed by a hollow shaft, which has an axial passage opening and on whose outer peripheral surface a rotor bearing is arranged.

Derartige Turbomaschinen sind im Stand der Technik in unterschiedlichen Ausgestaltungen bekannt. So beschreibt beispielsweise die EP 2 383 440 A1 eine Turbomaschine in Form einer stationären Gasturbine, deren Rotor aus einer Vielzahl von scheiben- oder trommelförmig ausgebildeten Rotorbauteilen zusammengesetzt ist, die über einen Zuganker axial gegeneinander verspannt sind. Einige der Rotorbauteile nehmen entlang ihres Außenumfangs Schaufeln einer Verdichtereinheit, andere die Schaufeln einer Turbineneinheit der Gasturbine auf. Zwischen der Verdichtereinheit und der Turbineneinheit ist als trommelförmig ausgebildetes Rotorbauteil eine Hohlwelle vorgesehen, an deren Außenumfangsfläche ein Rotorlager in Form eines Gleitlagers angeordnet ist.Such turbomachines are known in the prior art in different configurations. For example, describes the EP 2 383 440 A1 a turbomachine in the form of a stationary gas turbine whose rotor is composed of a plurality of disk-shaped or drum-shaped rotor components, which are clamped axially against each other via a tie rod. Some of the rotor components include vanes of a compressor unit along their outer circumference, others the blades of a turbine unit of the gas turbine. Between the compressor unit and the turbine unit, a hollow shaft is provided as a drum-shaped rotor component, on the outer circumferential surface of which a rotor bearing in the form of a sliding bearing is arranged.

Ausgehend von diesem Stand der Technik ist es eine Aufgabe der vorliegenden Erfindung, eine Turbomaschine der eingangs genannten Art mit alternativem Aufbau zu schaffen.Based on this prior art, it is an object of the present invention to provide a turbomachine of the type mentioned above with an alternative structure.

Zur Lösung dieser Aufgabe schafft die vorliegende Erfindung eine axial durchströmbare Turbomaschine der eingangs genannten Art, die dadurch gekennzeichnet ist, dass die Innenumfangsfläche der Hohlwelle zumindest teilweise mit einem rohrartig ausgebildeten Hitzeschild verkleidet ist, und dass ein zwischen der Innenumfangsfläche des Hitzeschildes und dem Zuganker vorhandener Ringraum einen Kühlluftströmungskanal definiert. Über den Ringraum kann einem Bereich der Turbomaschine, wie beispielsweise einer Turbineneinheit, bei optimaler Bauraumausnutzung Kühlluft zugeführt werden. Um zu verhindern, dass die Funktionsweise des an der Außenumfangsfläche der Hohlwelle angeordneten Rotorlagers infolge einer Wärmeübertragung von der den Ringraum durchströmenden Kühlluft, deren Temperatur bei Gasturbinen mehrere hundert Grad Celsius betragen kann, auf das Öl des Rotorlagers und damit infolge einer Verkokung des Öls beeinträchtigt wird, ist die Innenumfangsfläche der Hohlwelle zumindest teilweise mit einem rohrartig ausgebildeten Hitzeschild verkleidet, wodurch ein ordnungsgemäßer Betrieb der Turbomaschine gewährleistet wird.To achieve this object, the present invention provides an axially flow-through turbomachine of the aforementioned type, which is characterized in that the inner peripheral surface of the hollow shaft is at least partially covered with a tubular heat shield formed, and that between the inner peripheral surface of the heat shield and the Tie rod existing annular space defines a cooling air flow channel. About the annulus, a region of the turbomachine, such as a turbine unit, with optimum space utilization cooling air can be supplied. In order to prevent the operation of the arranged on the outer peripheral surface of the hollow shaft rotor bearing due to heat transfer from the annulus flowing through cooling air whose temperature may be several hundred degrees Celsius in gas turbines, is affected on the oil of the rotor bearing and thus due to coking of the oil , The inner peripheral surface of the hollow shaft is at least partially covered with a tubular heat shield, whereby a proper operation of the turbomachine is ensured.

Gemäß einer Ausgestaltung ist das Hitzeschild aus einem Blech hergestellt. So kann das Hitzeschild beispielsweise kostengünstig mittels Tiefziehen gefertigt sein.According to one embodiment, the heat shield is made of a metal sheet. For example, the heat shield can be inexpensively manufactured by deep drawing.

Bevorzugt sind Abstandshalter vorgesehen, die derart ausgestaltet und angeordnet sind, dass während des bestimmungsgemäßen Betriebs der Turbomaschine ein vorbestimmter Luftspalt zwischen dem Hitzeschild und der Innenumfangsfläche der Hohlwelle verbleibt, der eine Luftisolationsschicht definiert. Dank solcher Abstandshalter wird verhindert, dass sich das Hitzeschild während des Betriebs der Turbomaschine aufgrund der entstehenden Fliehkräfte an die Lagerwelle anlegt.Preferably spacers are provided which are configured and arranged such that during normal operation of the turbomachine, a predetermined air gap between the heat shield and the inner peripheral surface of the hollow shaft remains, which defines an air insulation layer. Thanks to such spacers prevents the heat shield during operation of the turbomachine due to the centrifugal forces applied to the bearing shaft applies.

Vorteilhaft sind die Abstandshalter einteilig mit dem Hitzeschild ausgebildet und insbesondere in Form von Sicken vorgesehen. Entsprechend wird ein sehr kostengünstiger Aufbau mit wenigen Einzelteilen erzielt.Advantageously, the spacers are integrally formed with the heat shield and provided in particular in the form of beads. Accordingly, a very cost-effective design is achieved with a few items.

Zur Befestigung des Hitzeschildes an der Hohlwelle ist das Hitzeschild gemäß einer Ausgestaltung der vorliegenden Erfindung im Bereich seiner freien Enden mit Gewinden versehen, die mit an der Hohlwelle angeordneten und korrespondierend ausgebildeten Gewinden in Eingriff sind. Auf diese Weise wird eine preiswerte und lösbare Anordnung erzielt. Die Gewinde des Hitzeschildes können einteilig mit dem Hitzeschild ausgebildet sein. Alternativ kann das Hitzeschild aber auch unter Verwendung von mit Gewinden versehenen Stülpringen an der Hohlwelle gehalten sein, die mit an der Hohlwelle angeordneten und korrespondierend ausgebildeten Gewinden Eingriff sind, wobei die Stülpringe, wenn diese mit den an der Hohlwelle vorgesehenen Gewinden verschraubt werden, axial gegen die freien Enden des Hitzeschildes drücken.For attachment of the heat shield to the hollow shaft, the heat shield is provided according to an embodiment of the present invention in the region of its free ends with threads which are arranged on the hollow shaft and correspondingly formed threads in engagement. In this way, a cheap and detachable arrangement is achieved. The threads the heat shield can be integrally formed with the heat shield. Alternatively, the heat shield can also be held using threaded Stülpringen on the hollow shaft, which are arranged with arranged on the hollow shaft and correspondingly formed threads engagement, wherein the Stülpringe, when screwed with the provided on the hollow shaft threads, axially against Press the free ends of the heat shield.

Bevorzugt weitet sich die Durchgangsöffnung der Hohlwelle beidseitig auf, insbesondere konusartig, wobei das Hitzeschild geteilt ausgebildet und von beiden Seiten der Durchgangsöffnung montiert ist.Preferably, the through hole of the hollow shaft widens on both sides, in particular in a cone shape, wherein the heat shield is formed divided and mounted from both sides of the through hole.

Vorteilhaft weisen die Hitzeschildteile an ihren zueinander weisenden Endabschnitten einander radial überlappende Fügebereiche auf, die während der Montage des Hitzeschildes übereinander geschoben werden können, wodurch eine ordnungsgemäße Ausrichtung der Hitzeschildteile zueinander sowie eine ordnungsgemäße Befestigung der Hitzeschildteile aneinander gewährleistet ist.Advantageously, the heat shield parts at their mutually facing end portions on each other radially overlapping joining areas, which can be pushed over each other during assembly of the heat shield, whereby a proper alignment of the heat shield parts to each other and a proper attachment of the heat shield parts is guaranteed to each other.

Weitere Merkmale und Vorteile der vorliegenden Erfindung werden anhand der nachfolgenden Beschreibung einer Turbomaschine gemäß einer Ausführungsformen der vorliegenden Erfindung unter Bezugnahme auf die beiliegende Zeichnung deutlich. Darin ist

Figur 1
eine schematische Schnittansicht eines Teils einer Turbomaschine gemäß einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung;
Figur 2
eine vergrößerte Ansicht einer Hohlwelle der in Figur 1 dargestellten Turbomaschine;
Figur 3
eine vergrößerte Ansicht des in Figur 2 mit der Bezugsziffer III gekennzeichneten Ausschnitts;
Figur 4
eine vergrößerte Ansicht des in Figur 2 mit der Bezugsziffer IV gekennzeichneten Ausschnitts;
Figur 5
eine vergrößerte Ansicht des in Figur 2 mit der Bezugsziffer V gekennzeichneten Ausschnitts;
Figur 6
eine vergrößerte Ansicht des in Figur 2 mit der Bezugsziffer VI gekennzeichneten Ausschnitts;
Figur 7
eine vergrößerte Ansicht des in Figur 2 mit der Bezugsziffer VII gekennzeichneten Ausschnitts;
Figur 8
eine vergrößerte Ansicht des in Figur 2 mit der Bezugsziffer VIII gekennzeichneten Ausschnitts;
Figur 9
eine vergrößerte Ansicht des in Figur 2 mit der Bezugsziffer IX gekennzeichneten Ausschnitts; und
Figur 10
eine teilweise geschnittene Explosionsansicht der in Figur 1 dargestellten Hohlwelle, in die ein Hitzeschild gemäß einer zweiten Ausführungsform der vorliegenden Erfindung eingesetzt ist.
Other features and advantages of the present invention will become apparent from the following description of a turbomachine according to one embodiment of the present invention with reference to the accompanying drawings. That's it
FIG. 1
a schematic sectional view of part of a turbomachine according to an embodiment of the present invention;
FIG. 2
an enlarged view of a hollow shaft of in FIG. 1 illustrated turbomachine;
FIG. 3
an enlarged view of the in FIG. 2 with the reference numeral III marked section;
FIG. 4
an enlarged view of the in FIG. 2 with the reference numeral IV marked section;
FIG. 5
an enlarged view of the in FIG. 2 with the reference numeral V marked section;
FIG. 6
an enlarged view of the in FIG. 2 with the reference numeral VI marked section;
FIG. 7
an enlarged view of the in FIG. 2 with the reference numeral VII marked section;
FIG. 8
an enlarged view of the in FIG. 2 with the reference numeral VIII marked section;
FIG. 9
an enlarged view of the in FIG. 2 with the reference numeral IX marked section; and
FIG. 10
a partially sectioned exploded view of in FIG. 1 shown hollow shaft, in which a heat shield according to a second embodiment of the present invention is used.

Die Figuren zeigen einen Teil einer axial durchströmbaren Turbomaschine 1 gemäß einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung, bei der es sich vorliegend um eine stationäre Gasturbine handelt. Die Turbomaschine 1 umfasst einen Rotor 2, der aus einer Vielzahl von scheiben- oder trommelförmig ausgebildeten Rotorbauteilen 3, 4 und 5 zusammengesetzt ist, die über einen sich durch die Rotorbauteile 3, 4 und 5 erstreckenden Zuganker 6 axial gegeneinander verspannt sind. Die Rotorbauteile 3 tragen an ihrem Außenumfang vorliegend nicht näher dargestellte Schaufeln einer Verdichtereinheit der Turbomaschine 1, während die Rotorbauteile 4 entlang ihres Außenumfangs ebenfalls nicht näher dargestellte Schaufeln einer Turbineneinheit der Turbomaschine 1 aufnehmen. Das zwischen der Verdichtereinheit und der Turbineneinheit angeordnete Rotorbauteil 5 wird durch eine Hohlwelle gebildet, die eine axiale, sich beidseitig konisch aufweitende Durchgangsöffnung 7 aufweist und an deren Außenfläche ein Lagersitz 8 ausgebildet ist, der zur Aufnahme eines vorliegend nicht näher dargestellten Rotorlagers dient, bei dem es sich bevorzugt um ein Gleitlager handelt. Die Innenumfangsfläche 9 der Hohlwelle 5 ist großteils mit einem rohrartig ausgebildeten Hitzeschild 10 verkleidet, wobei ein zwischen dem Hitzeschild 10 und dem Zuganker 6 vorhandener Ringraum 11 einen Kühlluftströmungskanal definiert, durch den der Turbineneinheit während des bestimmungsgemäßen Betriebs der Turbomaschine 1 in Richtung des Pfeils 12 Kühlluft zugeführt wird.The figures show a part of an axially flow-through turbomachine 1 according to an embodiment of the present invention, which in the present case is a stationary gas turbine. The turbomachine 1 comprises a rotor 2, which is composed of a multiplicity of disk-shaped or drum-shaped rotor components 3, 4 and 5, which are braced axially against one another via a tie rod 6 extending through the rotor components 3, 4 and 5. The rotor components 3 carry on their outer circumference present not shown blades of a compressor unit of the turbomachine 1, while the rotor components 4 along their outer circumference also not shown blades of a turbine unit of the turbomachine 1 record. The rotor component 5 arranged between the compressor unit and the turbine unit is formed by a hollow shaft which has an axial, conically widening on both sides through opening 7 and on the outer surface of a bearing seat 8 is formed, which serves to receive a rotor bearing, not shown here in detail, which is preferably a plain bearing. The inner peripheral surface 9 of the hollow shaft 5 is largely clad with a tubular heat shield 10, wherein an existing between the heat shield 10 and the tie rod 6 annular space 11 defines a cooling air flow passage through which the turbine unit during normal operation of the turbomachine 1 in the direction of arrow 12 cooling air is supplied.

Das Hitzeschild 10 umfasst zwei Hitzeschildteile 13 und 14, die vorliegend jeweils aus einem tiefgezogenen Blech hergestellt sind und an einem ihrer freien Enden konisch aufgeweitet sind, wobei die Konturen der konischen Aufweitungen der Hitzeschildteile 13 und 14 im Wesentlichen den Konturen der konischen Aufweitungen der Durchgangsöffnung 7 der Hohlwelle 5 entsprechen. An ihren zueinander weisenden Endabschnitten sind die Hitzeschildteile 13 und 14 jeweils mit im bestimmungsgemäß montierten Zustand einander radial überlappenden Fügebereichen 15 und 16 versehen, die eine Steckverbindung definieren, so dass die besagten Endabschnitte der Hitzeschildteile 13 und 14 axial ineinander gesteckt werden können, wie es in Figur 3 dargestellt ist. Zur Ausbildung eines vorbestimmten Luftspalts zwischen der Innenumfangsfläche 9 der Hohlwelle 5 und des Hitzeschildes 10 sind Abstandshalter 17 vorgesehen, die vorliegend einteilig mit den Hitzeschildteilen 13 und 14 in Form von Sicken ausgebildet sind, die in Richtung der Innenumfangsfläche 9 der Hohlwelle 5 vorstehen. Zur Befestigung der Hitzeschildteile 13 und 14 an der Hohlwelle 5 sind die Hitzeschildteile 13 und 14 im Bereich ihrer freien Enden mit Gewinden 18 versehen, die mit an der Hohlwelle 5 angeordneten und korrespondierend ausgebildeten Gewinden 19 in Eingriff sind.The heat shield 10 comprises two heat shield parts 13 and 14 which are each made of a deep-drawn sheet metal and are flared at one of their free ends, wherein the contours of the conical widening of the heat shield parts 13 and 14 substantially the contours of the conical widenings of the through hole. 7 the hollow shaft 5 correspond. At their mutually facing end portions, the heat shield parts 13 and 14 are each provided with radially overlapping in the intended mounted state joining portions 15 and 16 which define a connector, so that the said end portions of the heat shield parts 13 and 14 can be inserted axially into each other, as in FIG. 3 is shown. To form a predetermined air gap between the inner circumferential surface 9 of the hollow shaft 5 and the heat shield 10 spacers 17 are provided, which are present in one piece with the heat shield parts 13 and 14 in the form of beads, which protrude in the direction of the inner peripheral surface 9 of the hollow shaft 5. For fixing the heat shield parts 13 and 14 on the hollow shaft 5, the heat shield parts 13 and 14 are provided in the region of their free ends with threads 18 which are arranged on the hollow shaft 5 and correspondingly formed threads 19 in engagement.

Bei der Montage des Rotors 2 werden die Hitzeschildteile 13 und 14 ausgehend von einander gegenüberliegenden Seiten in die Durchgangsöffnung 7 der Hohlwelle 5 eingeführt, wobei die Fügebereiche 15 und 16 ineinander geschoben werden, woraufhin die Gewinde 18 der Hitzeschildteile 13 und 14 mit den Gewinden 19 der Hohlwelle 5 verschraubt werden. Anschließend werden die Rotorbauteile 3, 4 und 5 auf den Zuganker 6 aufgeschoben und anschließend über diesen axial gegeneinander verspannt, um auf diese Weise die in Figur 1 dargestellte Anordnung zu erzeugen.During assembly of the rotor 2, the heat shield parts 13 and 14, starting from opposite sides in the passage opening 7 of the hollow shaft 5 is inserted, the joining regions 15 and 16 being pushed into one another, whereupon the threads 18 of the heat shield parts 13 and 14 are screwed to the threads 19 of the hollow shaft 5. Subsequently, the rotor components 3, 4 and 5 are pushed onto the tie rod 6 and then clamped axially against each other via this, in order in this way the in FIG. 1 to produce shown arrangement.

Der zuvor beschriebene Aufbau der der Turbomaschine 1 ist insbesondere dahingehend von Vorteil, dass das in die Hohlwelle 5 eingesetzte Hitzeschild 10 eine Wärmeübertragung von der während des bestimmungsgemäßen Betriebs der Turbomaschine 1 durch den Ringraum 11 geleiteten Kühlluft auf das an der Außenseite der Hohlwelle 5 angeordnete Rotorlager verringert, wodurch einem übermäßigen Anstieg der Öltemperatur des Lageröls und damit einer Verkokung des Öls wirksam entgegengewirkt werden kann. Auf diese Weise wird einem frühzeitigen Verschleiß des Rotorlagers in einfacher und preiswerter Art und Weise entgegengewirkt.The above-described construction of the turbomachine 1 is particularly advantageous in that the heat shield 10 inserted into the hollow shaft 5 transfers heat from the cooling air routed through the annulus 11 during normal operation of the turbomachine 1 to the rotor bearing arranged on the outside of the hollow shaft 5 reduced, whereby an excessive increase in the oil temperature of the bearing oil and thus a coking of the oil can be effectively counteracted. In this way, premature wear of the rotor bearing is counteracted in a simple and inexpensive manner.

Figur 10 zeigt eine alternative Ausgestaltung eines Hitzeschildes 20 gemäß einer weiteren Ausführungsform der vorliegenden Erfindung, das anstelle des Hitzeschildes 10 verwendet werden kann. Das Hitzeschild 20 unterscheidet sich allein dahingehen von dem Hitzeschild 10, dass die freien Enden der Hitzeschildteile 21 und 22 nicht mit einem Gewinde 18 versehen sind. Anstelle dessen sind mit entsprechenden Gewinden 23 versehene Stülpringe 24 vorgesehen, die über die freien Enden der Hitzeschildteile 21 und 22 gestülpt und mit den Gewinden 19 der Hohlwelle 5 verschraubt werden können, um die Hitzeschildteile 21 und 22 axial gegeneinander zu drücken und an der Hohlwelle 5 zu fixieren. FIG. 10 shows an alternative embodiment of a heat shield 20 according to another embodiment of the present invention, which can be used in place of the heat shield 10. The heat shield 20 differs only from the heat shield 10 in that the free ends of the heat shield members 21 and 22 are not provided with a thread 18. Instead, provided with corresponding threads 23 Stülpringe 24 are provided, which can be slipped over the free ends of the heat shield parts 21 and 22 and screwed to the threads 19 of the hollow shaft 5 to the heat shield parts 21 and 22 axially against each other and press on the hollow shaft. 5 to fix.

Obwohl die Erfindung im Detail durch das bevorzugte Ausführungsbeispiel näher illustriert und beschrieben wurde, so ist die Erfindung nicht durch die offenbarten Beispiele eingeschränkt und andere Variationen können vom Fachmann hieraus abgeleitet werden, ohne den Schutzumfang der Erfindung zu verlassen.Although the invention has been further illustrated and described in detail by the preferred embodiment, the invention is not limited by the disclosed examples, and other variations can be made by those skilled in the art can be derived without departing from the scope of the invention.

Claims (7)

Axial durchströmbare Turbomaschine (1) mit einem Rotor (2),
der eine Vielzahl von scheiben- oder trommelförmig ausgebildeten Rotorbauteilen (3, 4, 5) und zumindest einen sich durch die Rotorbauteile (3, 4, 5) erstreckenden Zuganker (6) umfasst, der die Rotorbauteile (3, 4, 5) axial gegeneinander verspannt,
wobei eines der Rotorbauteile (5) durch eine Hohlwelle gebildet wird, die eine axiale Durchgangsöffnung (7) aufweist und an deren Außenumfangsfläche ein Rotorlager angeordnet ist,
dadurch gekennzeichnet, dass
die Innenumfangsfläche der Hohlwelle (5) zumindest teilweise mit einem rohrartig ausgebildeten Hitzeschild (10; 20) verkleidet ist, und
dass ein zwischen der Innenumfangsfläche des Hitzeschildes (10; 20) und dem Zuganker vorhandener Ringraum (11) einen Kühlluftströmungskanal definiert.Axially permeable turbomachine (1) with a rotor (2),
a plurality of disk-shaped or drum-shaped rotor components (3, 4, 5) and at least one by the rotor components (3, 4, 5) extending tie rod (6) comprising the rotor components (3, 4, 5) axially against each other clamped,
wherein one of the rotor components (5) is formed by a hollow shaft which has an axial passage opening (7) and on whose outer circumferential surface a rotor bearing is arranged,
characterized in that
the inner circumferential surface of the hollow shaft (5) is at least partially covered with a tubular heat shield (10; 20), and
in that an annular space (11) provided between the inner circumferential surface of the heat shield (10; 20) and the tie rod defines a cooling air flow channel. Turbomaschine (1) nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet, dass
das Hitzeschild (10; 20) aus einem Blech hergestellt ist.Turbomachine (1) according to claim 1,
characterized in that
the heat shield (10; 20) is made of sheet metal. Turbomaschine (1) nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
dadurch gekennzeichnet, dass
Abstandshalter (17) vorgesehen sind, die derart ausgestaltet und angeordnet sind, dass während des bestimmungsgemäßen Betriebs der Turbomaschine (1) ein vorbestimmter Luftspalt zwischen dem Hitzeschild (10; 20) und der Innenumfangsfläche der Hohlwelle (5) verbleibt.Turbomachine (1) according to one of the preceding claims,
characterized in that
Spacers (17) are provided, which are designed and arranged such that during normal operation of the turbomachine (1) a predetermined air gap between the heat shield (10; 20) and the inner peripheral surface of the hollow shaft (5) remains. Turbomaschine (1) nach Anspruch 3,
dadurch gekennzeichnet, dass
die Abstandshalter (17) einteilig mit dem Hitzeschild (10; 20) ausgebildet und insbesondere in Form von Sicken vorgesehen sind.Turbomachine (1) according to claim 3,
characterized in that
the spacers (17) are formed integrally with the heat shield (10; 20) and are provided in particular in the form of beads. Turbomaschine (1) nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
dadurch gekennzeichnet, dass
das Hitzeschild (10) im Bereich seinen freien Enden mit Gewinden (18) versehen ist, die mit an der Hohlwelle (5) angeordneten und korrespondierend ausgebildeten Gewinden (19) in Eingriff sind, oder
dass das Hitzeschild (20) unter Verwendung von mit Gewinden (23) versehenen Stülpringen (24) an der Hohlwelle (5) gehalten ist,
wobei die Gewinde (23) mit an der Hohlwelle (5) angeordneten und korrespondierend ausgebildeten Gewinden (19) in Eingriff sind.Turbomachine (1) according to one of the preceding claims,
characterized in that
the heat shield (10) is provided in the region of its free ends with threads (18) which are engaged with threads (19) arranged on the hollow shaft (5), or
in that the heat shield (20) is held on the hollow shaft (5) by means of tubular projections (24) provided with threads (23),
wherein the threads (23) arranged on the hollow shaft (5) and correspondingly formed threads (19) are engaged. Turbomaschine (1) nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
dadurch gekennzeichnet, dass
sich die Durchgangsöffnung (7) der Hohlwelle (5) beidseitig aufweitet, insbesondere konusartig, und
dass das Hitzeschild (10; 20) geteilt ausgebildet und von beiden Seiten der Durchgangsöffnung (7) montiert ist.Turbomachine (1) according to one of the preceding claims,
characterized in that
the passage opening (7) of the hollow shaft (5) widens on both sides, in particular cone-like, and
the heat shield (10; 20) is split and mounted from both sides of the through hole (7). Turbomaschine (1) nach Anspruch 6,
dadurch gekennzeichnet, dass
die Hitzeschildteile (13, 14; 21, 22) an ihren zueinander weisenden Endabschnitten einander radial überlappende Fügebereiche (15, 16) aufweisen.Turbomachine (1) according to claim 6,
characterized in that
the heat shield parts (13, 14, 21, 22) have at their mutually facing end portions radially overlapping joining regions (15, 16).
EP15153993.9A 2015-02-05 2015-02-05 Hollow rotor with heat shield for a turbomachine Withdrawn EP3054089A1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP15153993.9A EP3054089A1 (en) 2015-02-05 2015-02-05 Hollow rotor with heat shield for a turbomachine

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP15153993.9A EP3054089A1 (en) 2015-02-05 2015-02-05 Hollow rotor with heat shield for a turbomachine

Publications (1)

Publication Number Publication Date
EP3054089A1 true EP3054089A1 (en) 2016-08-10

Family

ID=52446298

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP15153993.9A Withdrawn EP3054089A1 (en) 2015-02-05 2015-02-05 Hollow rotor with heat shield for a turbomachine

Country Status (1)

Country Link
EP (1) EP3054089A1 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102021124357A1 (en) 2021-09-21 2023-03-23 MTU Aero Engines AG Heat protection element for a bearing chamber of a gas turbine

Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2791091A (en) * 1950-05-15 1957-05-07 Gen Motors Corp Power plant cooling and thrust balancing systems
US2804280A (en) * 1951-03-20 1957-08-27 Gen Motors Corp Turbine bearing lubrication system
US3637049A (en) * 1970-03-03 1972-01-25 Gen Electric Continuous, self-pumping lubrications system for splined shafts
US4031699A (en) * 1974-10-25 1977-06-28 Fuji Jukogyo Kabushiki Kaisha Port liner assembly
US5267397A (en) * 1991-06-27 1993-12-07 Allied-Signal Inc. Gas turbine engine module assembly
EP1013893A2 (en) * 1998-12-22 2000-06-28 General Electric Company Avoiding thermal mismatch between turbine rotor parts with a thermal medium
EP1233147A2 (en) * 2001-02-14 2002-08-21 Hitachi, Ltd. Gas turbine with cooling arrangement
EP1970530A1 (en) * 2007-03-12 2008-09-17 Siemens Aktiengesellschaft Rotor of a thermal fluid flow engine and fluid flow engine
EP2383440A1 (en) 2010-04-28 2011-11-02 Siemens Aktiengesellschaft Turbine including seal air valve system
EP2474707A2 (en) * 2011-01-11 2012-07-11 United Technologies Corporation Multi-function heat shield for a gas turbine engine

Patent Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2791091A (en) * 1950-05-15 1957-05-07 Gen Motors Corp Power plant cooling and thrust balancing systems
US2804280A (en) * 1951-03-20 1957-08-27 Gen Motors Corp Turbine bearing lubrication system
US3637049A (en) * 1970-03-03 1972-01-25 Gen Electric Continuous, self-pumping lubrications system for splined shafts
US4031699A (en) * 1974-10-25 1977-06-28 Fuji Jukogyo Kabushiki Kaisha Port liner assembly
US5267397A (en) * 1991-06-27 1993-12-07 Allied-Signal Inc. Gas turbine engine module assembly
EP1013893A2 (en) * 1998-12-22 2000-06-28 General Electric Company Avoiding thermal mismatch between turbine rotor parts with a thermal medium
EP1233147A2 (en) * 2001-02-14 2002-08-21 Hitachi, Ltd. Gas turbine with cooling arrangement
EP1970530A1 (en) * 2007-03-12 2008-09-17 Siemens Aktiengesellschaft Rotor of a thermal fluid flow engine and fluid flow engine
EP2383440A1 (en) 2010-04-28 2011-11-02 Siemens Aktiengesellschaft Turbine including seal air valve system
EP2474707A2 (en) * 2011-01-11 2012-07-11 United Technologies Corporation Multi-function heat shield for a gas turbine engine

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102021124357A1 (en) 2021-09-21 2023-03-23 MTU Aero Engines AG Heat protection element for a bearing chamber of a gas turbine
US11988106B2 (en) 2021-09-21 2024-05-21 MTU Aero Engines AG Heat-protection element for a bearing chamber of a gas turbine

Similar Documents

Publication Publication Date Title
DE10210866C1 (en) Guide blade segment fixing device for flow channel of aircraft gas turbine uses slot and hook fixing and pin fitting through latter
EP2873921B1 (en) Combustion chamber heat shield element of a gas turbine
EP3056683B1 (en) Axially split inner ring for a flow machine and guide blade assembly
EP2927594B1 (en) Combustion chamber of a gas turbine
EP3056813A1 (en) Seal of an edge gap between effusion shingle of a gas turbine combustor
EP3135864B1 (en) Compressor and method for mounting a compressor
DE102014114695A1 (en) Locking spacer assembly
DE102004006775A1 (en) Vortex rectifier in tubular construction
EP2818643B1 (en) Sealing device and turbo-machine
DE102012008723A1 (en) Diffuser for turbomachinery and manufacturing process
EP2933432A1 (en) Rotor with axially secured support ring
EP2788583B1 (en) Turbine vane with a throttling element
DE102010007724A1 (en) Screwless intermediate stage seal of a gas turbine
EP2591213B1 (en) Compressor and corresponding gas turbine
DE102008019156A1 (en) Strut for a turbine intermediate housing, turbine intermediate housing and method for producing a turbine intermediate housing
EP2826958A1 (en) Rotor for a thermal flow engine
EP1462616B1 (en) Assembly for the axial and radial fastening of a guide vane ring in a casing of a turbine engine
EP2871325A1 (en) Inner ring of a turbine engine and vane cluster
DE102009052314A1 (en) Sealing arrangement for a gas turbine and such a gas turbine
EP3054089A1 (en) Hollow rotor with heat shield for a turbomachine
EP2840230A1 (en) Rotor for a thermal flow engine
EP2522819A2 (en) Fixing of a bearing axial disc in a turbo engine with magnetic bearings by means of a shrink disc connection
DE102004016244B4 (en) Rotor for a turbomachine
DE102014219063A1 (en) Concentric component arrangement of a gas turbine
EP2725202A1 (en) Inner ring seal support arrangement for an adjustable stator blade assembly of a turbomachine

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): AL 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 RS SE SI SK SM TR

AX Request for extension of the european patent

Extension state: BA ME

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

Owner name: SIEMENS AKTIENGESELLSCHAFT

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: 20170211