WO2008025583A1 - Method for cooling turbine blades of a blade ring and turbine blade segment for a turbine blade ring having at least two aerodynamically profiled blades - Google Patents
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- F01D9/041—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector using blades
Definitions
- the invention relates to a method for cooling turbine blades of a turbine blade ring. Moreover, the invention relates to a turbine blade segment for a turbine blade ring, with a platform, on whose surface at least two aerodynamically profiled blades extending transversely thereto are provided, each having a pressure side wall and a suction side wall, each of which is an upstream side
- Leading edge extend to a downstream edge, based on the flow direction of a hot air flowing around the blades.
- An aforementioned turbine blade segment is from the
- EP 1 227 218 and comprises an inner platform and an outer platform for guiding a working medium flowing through the turbine. Between the platforms, three airfoils profiled in cross-section are provided for the deflection of the hot gas.
- the hollow blades are identical to each other and can be traversed by a fluid which can be supplied from the outside of a rotor engaging around, arranged on the inner platforms mounting ring. In order to prevent a harmful intake of hot gas in the gap enclosed by the fastening ring and the rotor, the fluid supplied to the fastening ring is blown out at this point with increased pressure.
- Similar turbine blade segments are known from documents EP 1 227 218 A2 and EP 874 131 A2.
- Turbine vane segment to replace, although the other blades have reached their end of life yet.
- the object of the invention is therefore to provide a generic turbine blade segment and a method for cooling such a turbine blade segment, which leads to an overall extended life of the turbine blade segment.
- the object directed to the device is achieved by a turbine blade segment according to claim 5 and the object directed to the method by the features of claim 1.
- the invention is detached from the implicit, but in this case unnecessary restriction that all blades of a turbine blade segment or a
- Turbine blade ring must be formed in the same manner and that the fluid must be passed through all present in the blade ring airfoils.
- the invention proposes that at least one of the blades of the turbine blade segment is not flowed through by the fluid or that, due to the design, at least two of the blades of the blade ring are flowed through by a fluid flow of different sizes.
- the size of the difference between two considered fluid flows is essential and not due to manufacturing tolerances. Rather, the relevant airfoils or their associated coolant supply lines are constructed differently, so that adjust substantially different sizes of fluid streams.
- the invention is based on the finding that the passage of the generally comparatively cool fluid through all the airfoils leads to an increase in the thermal stresses in the region of the transition between the airfoil and the platform and accordingly to a reduction in the service life of the turbine vane segment, provided all the airfoils of the Turbine vane segment are flowed through evenly.
- the service life of the turbine vane segment may be extended by passing a larger portion of the fluid through the less loaded airfoil (s) than the previously loaded airfoil of the turbine vane segment, as compared to the prior art.
- Blades are excluded from this task and thus relieved.
- life of the turbine vane segment limiting load of the higher-loaded due to the geometry of the airfoil despite the need-based provision of fluid on
- Fixing ring can be reduced. Or in other words: Since the lower-loaded blades are not the life-limiting part of the turbine vane segment anyway, their load can be easily increased by carrying out a larger fluid flow to relieve the previously highly loaded blade. If the airfoils of the turbine blade segment are also cooled by the fluid flowing through, different degrees of cooling of the airfoils through differently sized fluid streams can produce the same effect. According to the invention, the proportion of the fluid flow carried out for blocking the gap by the turbine guide vane segment is effected only by the less loaded airfoils of the turbine vane segment and not by its higher-loaded airfoil.
- Hotspot wafers (so-called hot spot vanes) to cool more than the turbine guide in the ring, which are exposed to lower hot gas temperatures.
- the fluid used to block off gaps in the hot gas duct can thus be passed through the invention without reducing the service life of the turbine vane segment.
- Blade blade of the turbine vane segment directly opposite, in particular, the thermal stress in the region between the suction side wall and the platform edge can be reduced. It is possible that the higher loaded blade is solid or has a different profile cross-section than the lower loaded blade.
- the flow of fluid through a far higher-loaded airfoil of the Turbinenleitschaufelsegmentes may be the vermie ⁇ by the blade in question solid forms ⁇ out.
- the airfoil concerned is hollow, at least one of the sides facing the platforms of the cavity is closed in order to avoid the flow through the relevant airfoil.
- the proposal is particularly applied to turbine blade segments which are preferably uncooled or only slightly cooled, such as the turbine nozzle in the third or fourth turbine stage of a stationary gas turbine, or the turbine nozzle in a low pressure turbine.
- Shovels and 3 shows the cross section through the Turbinenleitschaufelseg- ment according to FIG. 2
- FIG. 1 shows a turbomachine designed as a gas turbine 1 in a longitudinal partial section. It has inside a rotatably mounted about a machine axis 2 rotor 3, which is also referred to as a turbine runner. Along the rotor 3 follow one another an intake housing 4, a compressor 5, a toroidal annular combustion chamber 6 with a plurality of rotationally symmetric mutually arranged burners 7, a turbine unit 8 and an exhaust housing 9.
- the annular combustion chamber 6 forms a combustion chamber 17 which is provided with an annular hot gas channel 18th communicated.
- the turbine unit 8 There, for four successive ge ⁇ turned turbine stages 10, the turbine unit 8.
- Each turbine stage 10 is formed from two blade rings or - Herbertn.
- each a vane ring 13 formed from a rotor blades 15 row 14.
- the vanes 12 are externally attached to the stator, whereas the blades 15 a row 14 by means of a turbine disk 19 on the rotor 3 are attached.
- a generator or a working machine (not shown) is coupled.
- the guide vanes 12 arranged in the turbine unit 8 are fixed radially inward in a fastening ring 20 encompassing the rotor 3, in order to increase their rigidity and to improve their vibration characteristics.
- the gap provided therebetween is blocked by blowing out cooling gas for hot gas 11. This cooling air is guided from radially outside through the blades of the guide vanes 12 to the mounting ring 20 and can optionally be used simultaneously for their cooling.
- 2 shows a turbine vane segment 30 for the third or fourth turbine stage of the gas turbine 1 or for a low-pressure turbine in a side view.
- Turbine vane segment 30 includes an outer platform 31 and an inner platform 33 and three airfoils 32, 34, 36 extending therebetween.
- Each airfoil 32, 34, 36 has a suction sidewall 38 and a pressure sidewall 46 extending from a leading edge 37, respectively Trailing edge 39 run.
- the blades 32, 34, 36 are curved in cross-section (FIG 3), wherein the
- Pressure side wall 46 of the first of the three airfoils 32 is immediately adjacent to a first edge 40 of the inner platform 33.
- the suction side wall 38 of the first airfoil 32 is the pressure side wall 46 of the second airfoil 34 and the suction side wall 38 of the second
- Airfoil 34 is the pressure side wall 46 of the third airfoil 36 directly opposite.
- a first region A is present.
- a region B Between the suction side wall 38 of the first and second airfoil 32, 34 and the pressure side wall 46 of the second and third airfoil 34, 36 is a region B and between the suction side wall 38 of the third airfoil 36 and an edge 44 of the platform 33 is a region C. available. Regardless of the axial position at which the areas A, B, C are determined, it is apparent that they have different distances and are therefore exposed due to the flowing hot gas 11 during operation of the gas turbine 1 different mechanical and thermal loads. It turned out that at the transition from the platform 31, 33 to
- the invention proposes that the fluid only by the less loaded blades 32, 34 of the
- Turbine vane segment 30 to lead and not by the higher loaded blade 36.
- the airfoil 36 may be solid as shown. If the third airfoil 36 is hollow, its cavity can also be closed on both sides platform-side, to prevent the flow through it to block required cooling air. For this purpose, after the casting production of the turbine vane segment, the platform-side openings of the cavity can be closed by welding a suitable sheet-metal lid. It is also conceivable that
- Airfoil 36 The life of the Airfoil
- Turbine vane segment 30 is thus still limited by the life of the airfoil 36, but compared to that known from the prior art
- Turbine vane segment extended. If all airfoils 32, 34, 36 of a vane ring are to be cooled due to the thermal load caused by the hot gas 11, the invention can be applied in such a way that the required for blocking portion of the cooling air exclusively by the less loaded blades 32, 34 of the turbine vane segment 30 is guided. Accordingly, during operation of the gas turbine 1 by the less loaded blades 32, 34 flows a larger fluid flow (per unit time) than by the higher loaded blade 36.
- the less loaded blades 32, 34 may be formed bulbous in cross-section than the higher loaded
- Airfoil 36 i. the curved teardrop shape of the cross section of the blades 32, 24 is thicker in the upstream region than the blade 36.
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Abstract
The invention relates to a method for cooling turbine blades of a turbine blade ring (13) and to a turbine blade segment (30) for a turbine blade ring (13), comprising a platform (31, 33) whereby the surface thereof comprises at least two aerodynamically profiled blades (32, 34, 46) that extend in a manner transversal in relation to said surface. Said blades have a pressure side wall (46) and a suction side wall (38) which extend respectively from a front edge (39) on the flow side to a rear edge (37) on the outflow side, in relation to the direction of flow of a hot gas (11) flowing around the blades (32, 34, 36). According to the invention, in order to provide a turbine blade segment (30) having an extended service life, one of the blades can not be traversed by a fluid.
Description
Beschreibungdescription
Verfahren zum Kühlen von Turbinenschaufeln eines Schaufelkranzes sowie Turbinenschaufelsegment für einen Turbinenschaufelkranz mit mindestens zwei aerodynamisch profilierten SchaufelblätternA method for cooling turbine blades of a blade ring and turbine blade segment for a turbine blade ring with at least two aerodynamically profiled blade blades
Die Erfindung betrifft ein Verfahren zum Kühlen von Turbinenschaufeln eines Turbinenschaufelkranzes . Darüber hinaus betrifft die Erfindung ein Turbinenschaufelsegment für einen Turbinenschaufelkranz, mit einer Plattform, an deren Oberfläche mindestens zwei sich quer dazu erstreckende aerodynamisch profilierte Schaufelblätter vorgesehen sind, welche jeweils eine Druckseitenwand und eine Saugseitenwand aufweisen, die sich jeweils von einer anströmseitigenThe invention relates to a method for cooling turbine blades of a turbine blade ring. Moreover, the invention relates to a turbine blade segment for a turbine blade ring, with a platform, on whose surface at least two aerodynamically profiled blades extending transversely thereto are provided, each having a pressure side wall and a suction side wall, each of which is an upstream side
Vorderkante zu einer abströmseitigen Hinterkante erstrecken, bezogen auf die Strömungsrichtung eines die Schaufelblätter umströmenden Heißgases.Leading edge extend to a downstream edge, based on the flow direction of a hot air flowing around the blades.
Ein vorgenanntes Turbinenschaufelsegment ist aus derAn aforementioned turbine blade segment is from the
EP 1 227 218 bekannt und umfasst eine innere Plattform sowie eine äußere Plattform zum Führen eines die Turbine durchströmenden Arbeitsmediums. Zwischen den Plattformen sind drei im Querschnitt profilierte Schaufelblätter zur Umlenkung des Heißgases vorgesehen. Die hohlen Schaufelblätter sind zueinander identisch ausgebildet und können von einem Fluid durchströmt werden, welches von außen einem den Rotor umgreifenden, an den inneren Plattformen angeordneten Befestigungsring zuführbar ist. Um einen schädlichen Einzug von Heißgas in den vom Befestigungsring und vom Rotor eingeschlossenen Spalt zu verhindern, wird an dieser Stelle das dem Befestigungsring zugeführte Fluid mit erhöhtem Druck ausgeblasen. Ähnliche Turbinenschaufelsegmente sind aus den Dokumenten EP 1 227 218 A2 und EP 874 131 A2 bekannt.EP 1 227 218 and comprises an inner platform and an outer platform for guiding a working medium flowing through the turbine. Between the platforms, three airfoils profiled in cross-section are provided for the deflection of the hot gas. The hollow blades are identical to each other and can be traversed by a fluid which can be supplied from the outside of a rotor engaging around, arranged on the inner platforms mounting ring. In order to prevent a harmful intake of hot gas in the gap enclosed by the fastening ring and the rotor, the fluid supplied to the fastening ring is blown out at this point with increased pressure. Similar turbine blade segments are known from documents EP 1 227 218 A2 and EP 874 131 A2.
Es hat sich herausgestellt, dass die Schaufelblätter eines solchen Segmentes unterschiedlichen mechanischen und thermischen Belastungen geometriebedingt ausgesetzt sind.
Dasjenige Schaufelblatt, welches mit seiner Saugseitenwand zum Rand der Plattform unmittelbar benachbart ist, ist höheren mechanischen und thermischen Belastungen ausgesetzt als diejenigen Schaufelblätter, deren jeweilige Saugseitenwand der Druckseitenwand eines benachbartenIt has been found that the blades of such a segment are subjected to different mechanical and thermal loads geometry-related. The airfoil which is directly adjacent to the edge of the platform with its suction side wall is exposed to higher mechanical and thermal stresses than those airfoils whose respective suction side wall of the pressure side wall of an adjacent
Schaufelblattes unmittelbar gegenüberliegt. Sofern aufgrund der dauerhaften Betriebsbelastung Risse alsAirfoil directly opposite. If due to the permanent operating load cracks as
Verschleißerscheinungen auftreten, geschieht dies zumeist in dem Übergangsbereich - dem so genannten Fillet - von Plattform und demjenigen Schaufelblatt, welches die höchste der auftretenden mechanischen und thermischen Belastung erfährt. In diesem Falle ist das gesamteWear phenomena occur, this is usually done in the transition region - the so-called fillet - of platform and that blade, which undergoes the highest of the occurring mechanical and thermal stress. In this case, the entire
Turbinenleitschaufelsegment auszutauschen, obwohl die anderen Schaufelblätter ihr Lebensdauerende dagegen noch nicht erreicht haben.Turbine vane segment to replace, although the other blades have reached their end of life yet.
Aufgabe der Erfindung ist daher die Bereitstellung eines gattungsgemäßen Turbinenschaufelsegmentes sowie ein Verfahren zum Kühlen eines solchen Turbinenschaufelsegmentes, welches zu einer insgesamt verlängerten Lebensdauer des Turbinenschaufelsegments führt.The object of the invention is therefore to provide a generic turbine blade segment and a method for cooling such a turbine blade segment, which leads to an overall extended life of the turbine blade segment.
Die auf die Vorrichtung gerichtete Aufgabe wird durch ein Turbinenschaufelsegment gemäß dem Anspruch 5 und die auf das Verfahren gerichtete Aufgabe durch die Merkmale des Anspruchs 1 gelöst.The object directed to the device is achieved by a turbine blade segment according to claim 5 and the object directed to the method by the features of claim 1.
Die Erfindung löst sich von der implizit vorhandenen, jedoch in diesem Fall unnötigen Einschränkung, dass alle Schaufelblätter eines Turbinenschaufelsegmentes oder einesThe invention is detached from the implicit, but in this case unnecessary restriction that all blades of a turbine blade segment or a
Turbinenschaufelkranzes in gleicher Art und Weise ausgebildet sein müssen und dass das Fluid durch alle im Schaufelkranz vorhandenen Schaufelblätter geführt werden muss. Die Erfindung schlägt vor, dass zumindest eines der Schaufelblätter des Turbinenschaufelsegmentes nicht von dem Fluid durchströmt wird oder dass konstruktionsbedingt mindestens zwei der Schaufelblätter des Schaufelkranzes von einem unterschiedlich großen Fluidstrom durchflössen werden.
Die Größe des Unterschieds zwischen zwei betrachteten Fluidströmen ist dabei wesentlich und nicht auf herstellungsbedingte Toleranzen zurückzuführen. Vielmehr sind die relevanten Schaufelblätter oder deren zugeordnete Kühlmittel-Zuführleitungen unterschiedlich konstruiert, sodass sich wesentlich unterschiedlich große Fluidströme einstellen .Turbine blade ring must be formed in the same manner and that the fluid must be passed through all present in the blade ring airfoils. The invention proposes that at least one of the blades of the turbine blade segment is not flowed through by the fluid or that, due to the design, at least two of the blades of the blade ring are flowed through by a fluid flow of different sizes. The size of the difference between two considered fluid flows is essential and not due to manufacturing tolerances. Rather, the relevant airfoils or their associated coolant supply lines are constructed differently, so that adjust substantially different sizes of fluid streams.
Der Erfindung liegt die Erkenntnis zu Grunde, dass das Durchführen des in der Regel vergleichsweise kühlen Fluids durch alle Schaufelblätter zu einer Erhöhung der thermischen Spannungen im Bereich des Überganges von Schaufelblatt zur Plattform und dementsprechend zu einer Verringerung der Lebensdauer des Turbinenleitschaufelsegmentes führt, sofern alle Schaufelblätter des Turbinenleitschaufelsegmentes gleichmäßig davon durchströmt werden. In Abkehr davon kann die Lebensdauer des Turbinenleitschaufelsegmentes verlängert werden, indem - im Vergleich zum Stand der Technik - ein größerer Anteil des Fluid durch das oder die geringer belasteten Schaufelblätter als durch dass bisher höher belastete Schaufelblatt des Turbinenleitschaufelsegmentes geführt wird. Es werden somit lediglich die bisher geringer belasteten Schaufelblätter des Turbinenleitschaufelsegmentes mit der durch die Durchführung des Fluids einhergehenden Belastungen beaufschlagt; die bisher höher belastetenThe invention is based on the finding that the passage of the generally comparatively cool fluid through all the airfoils leads to an increase in the thermal stresses in the region of the transition between the airfoil and the platform and accordingly to a reduction in the service life of the turbine vane segment, provided all the airfoils of the Turbine vane segment are flowed through evenly. In contrast to this, the service life of the turbine vane segment may be extended by passing a larger portion of the fluid through the less loaded airfoil (s) than the previously loaded airfoil of the turbine vane segment, as compared to the prior art. Thus, only the previously less loaded blades of the turbine vane segment are subjected to the associated by the implementation of the fluid loads; the previously charged higher
Schaufelblätter werden von dieser Aufgabe ausgenommen und somit entlastet. Dadurch kann die die Lebensdauer des Turbinenleitschaufelsegmentes begrenzende Belastung des auch aufgrund der Geometrie höher belastete Schaufelblattes trotz der bedarfsgerechten Bereitstellung von Fluid amBlades are excluded from this task and thus relieved. As a result, the life of the turbine vane segment limiting load of the higher-loaded due to the geometry of the airfoil despite the need-based provision of fluid on
Befestigungsring vermindert werden. Oder mit anderen Worten: Da die geringer belasteten Schaufelblätter ohnehin nicht der lebensdauerbegrenzende Teil des Turbinenleitschaufelsegmentes ist, kann deren Belastung durch die Durchführung eines größeren Fluidstroms zur Entlastung des bisher höher belasteten Schaufelblattes problemlos erhöht werden.
Sofern die Schaufelblätter des Turbinenschaufelsegmentes auch von dem durchströmenden Fluid gekühlt werden, kann eine unterschiedlich starke Kühlung der Schaufelblätter durch unterschiedlich große Fluidströme den gleichen Effekt bewirken. Der Anteil der zur Sperrung des Spaltes durch das Turbinenleitschaufelsegment durchgeführten Fluidströmung erfolgt erfindungsgemäß nur durch die geringer belasteten Schaufelblätter des Turbinenleitschaufelsegmentes und nicht durch dessen höher belastetes Schaufelblatt.Fixing ring can be reduced. Or in other words: Since the lower-loaded blades are not the life-limiting part of the turbine vane segment anyway, their load can be easily increased by carrying out a larger fluid flow to relieve the previously highly loaded blade. If the airfoils of the turbine blade segment are also cooled by the fluid flowing through, different degrees of cooling of the airfoils through differently sized fluid streams can produce the same effect. According to the invention, the proportion of the fluid flow carried out for blocking the gap by the turbine guide vane segment is effected only by the less loaded airfoils of the turbine vane segment and not by its higher-loaded airfoil.
Dies gilt insbesondere auch aufgrund der Erkenntnis, dass das eine Turbinenleitschaufelstufe durchströmende Heißgas - entlang der Umfangsrichtung des ringförmigen Heißgaskanals betrachtet - einen ungleichförmigen Temperaturverlauf aufweist. Die Höhe der Temperatur des Heißgases entlang der Umfangsrichtung ist aufgrund der punktuellen Erzeugung von Heißgas durch die Verwendung von einer Vielzahl auf einem Ring angeordneter Brenner einer Ringbrennkammer oder durch die Verwendung von einer Vielzahl auf einem Ring angeordneter Rohrbrennkammern nämlich wellenförmig. Die Turbinenschaufeln eines Turbinenleitschaufelkranzes sind trotz der zur Maschinenachse der Gasturbine symmetrischen Anordnung unterschiedlich hohen Temperaturen ausgesetzt. Dementsprechend ist es von Vorteil, die den heißeren Temperaturen ausgesetzten Turbinenleitschaufein einesThis applies in particular also on the basis of the knowledge that the hot gas flowing through a turbine vane stage-viewed along the circumferential direction of the annular hot gas duct-has a non-uniform temperature profile. Namely, the height of the temperature of the hot gas along the circumferential direction is wavy due to the pinpoint generation of hot gas through the use of a plurality of torches of an annular combustor arranged on a ring or through the use of a plurality of tubular combustors arranged on a ring. The turbine blades of a turbine vane ring are exposed to different temperatures despite the symmetrical to the machine axis of the gas turbine arrangement. Accordingly, it is advantageous to use the turbine guide vanes exposed to the hotter temperatures
Schaufelkranzes (so genannte Hot Spot Vanes) mehr zu kühlen als die Turbinenleitschaufein des Kranzes, welche geringeren Heißgastemperaturen ausgesetzt sind.Hotspot wafers (so-called hot spot vanes) to cool more than the turbine guide in the ring, which are exposed to lower hot gas temperatures.
Insgesamt kann somit durch die Erfindung das zur Sperrung von im Heißgaskanal angrenzenden Spalten verwendete Fluid ohne Verminderung der Lebensdauer des Turbinenleitschaufelsegments durch dieses geleitet werden.Overall, the fluid used to block off gaps in the hot gas duct can thus be passed through the invention without reducing the service life of the turbine vane segment.
Weitere vorteilhafte Ausgestaltungen sind in den Unteransprü¬ chen angegeben und werden wie nachfolgend beschrieben.
Wenn dasjenige - höher belastete - Schaufelblatt, dessen Saugseitenwand zum Rand der Plattform unmittelbar benachbart ist, von einem kleineren Fluidstrom durchströmt wird als dasjenige - geringer belastete - Schaufelblatt, dessen Saugseitenwand der Druckseitenwand eines benachbartenFurther advantageous embodiments are specified in the Unteransprü ¬ chen and will be described as follows. If the - higher loaded - airfoil whose suction side wall is directly adjacent to the edge of the platform, flows through a smaller fluid flow than that - less loaded - airfoil whose suction side wall of the pressure side wall of an adjacent
Schaufelblattes des Turbinenleitschaufelsegments unmittelbar gegenüberliegt, kann insbesondere die thermische Belastung im Bereich zwischen der Saugseitenwand und dem Plattformrand reduziert werden. Dabei ist es möglich, dass das höher belastete Schaufelblatt massiv ausgebildet ist oder einen anderen Profilquerschnitt aufweist als das niedriger belastete Schaufelblatt.Blade blade of the turbine vane segment directly opposite, in particular, the thermal stress in the region between the suction side wall and the platform edge can be reduced. It is possible that the higher loaded blade is solid or has a different profile cross-section than the lower loaded blade.
Das Strömen von Fluid durch ein bisher höher belastetes Schaufelblatt des Turbinenleitschaufelsegmentes kann vermie¬ den werden, indem das betreffende Schaufelblatt massiv ausge¬ bildet ist. Falls das betreffende Schaufelblatt jedoch hohl ist, ist zumindest eine der zu den Plattformen zugewandten Seiten des Hohlraums verschlossen, um die Durchströmung des betreffenden Schaufelblattes zu vermeiden.The flow of fluid through a far higher-loaded airfoil of the Turbinenleitschaufelsegmentes may be the vermie ¬ by the blade in question solid forms ¬ out. However, if the airfoil concerned is hollow, at least one of the sides facing the platforms of the cavity is closed in order to avoid the flow through the relevant airfoil.
Der Vorschlag wird insbesondere auf Turbinenschaufelsegmente angewendet, die vorzugsweise ungekühlt oder nur geringfügig gekühlt sind, wie beispielsweise die Turbinenleitschaufein der dritten oder vierten Turbinenstufe einer stationären Gasturbine oder die Turbinenleitschaufein einer Niederdruckturbine .The proposal is particularly applied to turbine blade segments which are preferably uncooled or only slightly cooled, such as the turbine nozzle in the third or fourth turbine stage of a stationary gas turbine, or the turbine nozzle in a low pressure turbine.
Die Erfindung wird anhand einer Zeichnung erläutert. Es zeigen:The invention will be explained with reference to a drawing. Show it:
FIG 1 eine Gasturbine in einem Längsteilschnitt,1 shows a gas turbine in a longitudinal partial section,
FIG 2 eine Seitenansicht auf ein Turbinenleitschaufelseg- ment mit drei identisch profilierten2 shows a side view of a Turbinenleitschaufelseg- ment with three identically profiled
Schaufelblättern und
FIG 3 den Querschnitt durch das Turbinenleitschaufelseg- ment gemäß FIG 2.Shovels and 3 shows the cross section through the Turbinenleitschaufelseg- ment according to FIG. 2
FIG 1 zeigt eine als Gasturbine 1 ausgebildete Turbomaschine in einem Längsteilschnitt. Sie weist im Inneren einen um eine Maschinenachse 2 drehgelagerten Rotor 3 auf, der auch als Turbinenläufer bezeichnet wird. Entlang des Rotors 3 folgen aufeinander ein Ansauggehäuse 4, ein Verdichter 5, eine torusartige Ringbrennkammer 6 mit mehreren rotationssymmet- risch zueinander angeordneten Brennern 7, eine Turbineneinheit 8 und ein Abgasgehäuse 9. Die Ringbrennkammer 6 bildet einen Verbrennungsraum 17, der mit einem ringförmigen Heißgaskanal 18 kommuniziert. Dort bilden vier hintereinander ge¬ schaltete Turbinenstufen 10 die Turbineneinheit 8. Jede Tur- binenstufe 10 ist aus zwei Schaufelkränzen oder auch -reihen gebildet. In Strömungsrichtung eines in der Ringbrennkammer 6 erzeugten Heißgases 11 gesehen, folgt im Heißgaskanal 18 jeweils einem Leitschaufelkranz 13 eine aus Laufschaufeln 15 gebildete Reihe 14. Die Leitschaufeln 12 sind außen am Stator befestigt, wohingegen die Laufschaufeln 15 einer Reihe 14 mittels einer Turbinenscheibe 19 am Rotor 3 angebracht sind. An dem Rotor 3 ist ein Generator oder eine Arbeitsmaschine (nicht dargestellt) angekoppelt.1 shows a turbomachine designed as a gas turbine 1 in a longitudinal partial section. It has inside a rotatably mounted about a machine axis 2 rotor 3, which is also referred to as a turbine runner. Along the rotor 3 follow one another an intake housing 4, a compressor 5, a toroidal annular combustion chamber 6 with a plurality of rotationally symmetric mutually arranged burners 7, a turbine unit 8 and an exhaust housing 9. The annular combustion chamber 6 forms a combustion chamber 17 which is provided with an annular hot gas channel 18th communicated. There, for four successive ge ¬ turned turbine stages 10, the turbine unit 8. Each turbine stage 10 is formed from two blade rings or -reihen. As seen in the flow direction of a hot gas 11 produced in the annular combustion chamber 6, in the hot gas channel 18 are each a vane ring 13 formed from a rotor blades 15 row 14. The vanes 12 are externally attached to the stator, whereas the blades 15 a row 14 by means of a turbine disk 19 on the rotor 3 are attached. On the rotor 3, a generator or a working machine (not shown) is coupled.
Die in der Turbineneinheit 8 angeordneten Leitschaufeln 12 sind radial innen in einem den Rotor 3 umgreifenden Befestigungsring 20 festgelegt, um deren Steifigkeit zu erhöhen und deren Schwingungseigenschaften zu verbessern. Um zu vermeiden, dass arbeitsfähiges Heißgas 11 ungenutzt zwischen dem Befestigungsring 20 und dem Rotor 3 in Richtung des Abgasgehäuses 9 strömt, wird der dazwischen vorgesehene Spalt durch Ausblasen von Kühlluft für Heißgas 11 gesperrt. Diese Kühlluft wird dabei von radial außen durch die Schaufelblätter der Leitschaufeln 12 zum Befestigungsring 20 geführt und kann ggf. gleichzeitig zu deren Kühlung eingesetzt werden.
FIG 2 zeigt ein Turbinenleitschaufelsegment 30 für die dritte oder vierte Turbinenstufe der Gasturbine 1 oder für eine Niederdruckturbine in einer Seitenansicht. Das Turbinenleitschaufelsegment 30 umfasst eine äußere Plattform 31 und eine innere Plattform 33 sowie drei sich dazwischen erstreckende Schaufelblätter 32, 34, 36. Jedes Schaufelblatt 32, 34, 36 weist eine Saugseitenwand 38 sowie eine Druckseitenwand 46 auf, die jeweils von einer Vorderkante 37 zu einer Hinterkante 39 verlaufen. Die Schaufelblätter 32, 34, 36 sind im Querschnitt gewölbt (FIG 3), wobei dieThe guide vanes 12 arranged in the turbine unit 8 are fixed radially inward in a fastening ring 20 encompassing the rotor 3, in order to increase their rigidity and to improve their vibration characteristics. In order to avoid that working hot gas 11 flows unused between the fixing ring 20 and the rotor 3 in the direction of the exhaust housing 9, the gap provided therebetween is blocked by blowing out cooling gas for hot gas 11. This cooling air is guided from radially outside through the blades of the guide vanes 12 to the mounting ring 20 and can optionally be used simultaneously for their cooling. 2 shows a turbine vane segment 30 for the third or fourth turbine stage of the gas turbine 1 or for a low-pressure turbine in a side view. Turbine vane segment 30 includes an outer platform 31 and an inner platform 33 and three airfoils 32, 34, 36 extending therebetween. Each airfoil 32, 34, 36 has a suction sidewall 38 and a pressure sidewall 46 extending from a leading edge 37, respectively Trailing edge 39 run. The blades 32, 34, 36 are curved in cross-section (FIG 3), wherein the
Druckseitenwand 46 der ersten der drei Schaufelblätter 32 zu einem ersten Rand 40 der inneren Plattform 33 unmittelbar benachbart ist. Die Saugseitenwand 38 des ersten Schaufelblattes 32 liegt der Druckseitenwand 46 des zweiten Schaufelblattes 34 und die Saugseitenwand 38 des zweitenPressure side wall 46 of the first of the three airfoils 32 is immediately adjacent to a first edge 40 of the inner platform 33. The suction side wall 38 of the first airfoil 32 is the pressure side wall 46 of the second airfoil 34 and the suction side wall 38 of the second
Schaufelblattes 34 liegt der Druckseitenwand 46 des dritten Schaufelblattes 36 unmittelbar gegenüber.Airfoil 34 is the pressure side wall 46 of the third airfoil 36 directly opposite.
In Umfangsrichtung betrachtet - bezogen auf die Einbaulage des Turbinenleitschaufelsegmentes 30 innerhalb der Gasturbine 1 - ist zwischen dem Rand 40 der Plattform 33 und der Druckseitenwand 46 des ersten Schaufelblattes 32 ein erster Bereich A vorhanden. Zwischen der Saugseitenwand 38 des ersten bzw. zweiten Schaufelblattes 32, 34 und der Druckseitenwand 46 des zweiten bzw. dritten Schaufelblattes 34, 36 ist jeweils ein Bereich B und zwischen der Saugseitenwand 38 des dritten Schaufelblattes 36 und einem Rand 44 der Plattform 33 ein Bereich C vorhanden. Unabhängig von der axialen Position, bei der die Bereiche A, B, C bestimmt werden, ist es ersichtlich, dass diese unterschiedliche Abstände aufweisen und dementsprechend aufgrund des daran vorbeiströmenden Heißgases 11 während des Betriebes der Gasturbine 1 unterschiedlichen mechanischen und thermischen Belastungen ausgesetzt sind. Es stellte sich heraus, dass an dem Übergang von der Plattform 31, 33 zurViewed in the circumferential direction - based on the installation position of the turbine vane segment 30 within the gas turbine 1 - between the edge 40 of the platform 33 and the pressure side wall 46 of the first airfoil 32, a first region A is present. Between the suction side wall 38 of the first and second airfoil 32, 34 and the pressure side wall 46 of the second and third airfoil 34, 36 is a region B and between the suction side wall 38 of the third airfoil 36 and an edge 44 of the platform 33 is a region C. available. Regardless of the axial position at which the areas A, B, C are determined, it is apparent that they have different distances and are therefore exposed due to the flowing hot gas 11 during operation of the gas turbine 1 different mechanical and thermal loads. It turned out that at the transition from the platform 31, 33 to
Saugseitenwand 38 des dritten Schaufelblattes 36 am ehestenSuction side wall 38 of the third airfoil 36 most likely
Risse entstehen, die die Lebensdauer desCracks occur that affect the life of the product
Turbinenleitschaufelsegmentes 30 insgesamt limitieren. In den
in Bereichen B angeordneten Übergangsbereichen traten jedoch fast keine Verschleißerscheinungen auf, da die gegenüberliegenden Schaufelwände 38, 46 benachbarter Schaufelblätter 32, 34, 36 von durchgängigen Plattformbereichen verbunden sind.Overall, limit turbine vane segment 30. In the However, in areas B arranged transition areas, almost no signs of wear occurred because the opposite blade walls 38, 46 of adjacent airfoils 32, 34, 36 are connected by continuous platform areas.
Um als Fluid zum Sperren der Spalte zwischen dem Befestigungsring 20 und dem Rotor 3 Kühlluft durch die Schaufelblätter 32, 34, 36 ohne Verminderung der Lebensdauer des Turbinenschaufelsegmentes 30 hindurchzuführen, schlägt die Erfindung vor, das Fluid lediglich durch die geringer belasteten Schaufelblätter 32, 34 desAs a fluid for blocking the gaps between the mounting ring 20 and the rotor 3 to pass cooling air through the blades 32, 34, 36 without reducing the life of the turbine blade segment 30, the invention proposes that the fluid only by the less loaded blades 32, 34 of the
Turbinenleitschaufelsegmentes 30 zu führen und nicht durch das höher belastete Schaufelblatt 36. Gegenüber einem bekannten Turbinenleitschaufelsegment können somit die lebensdauerbegrenzenden Belastungen im Fillet des Schaufelblattes 36 reduziert werden. Daher kann dass Schaufelblatt 36, wie gezeigt, massiv ausgebildet sein. Falls das dritte Schaufelblatt 36 hohl ist, kann dessen Hohlraum auch beidseitig plattformseitig verschlossen sein, um dessen Durchströmung von zur Sperrung benötigter Kühlluft zu verhindern. Hierzu kann nach der Gussherstellung des Turbinenleitschaufelsegmentes die plattformseitig vorhanden Öffnungen des Hohlraums durch Anschweißen eines geeigneten Blechdeckels verschlossen werden. Auch ist denkbar, dieTurbine vane segment 30 to lead and not by the higher loaded blade 36. Compared to a known turbine vane segment thus life-limiting loads in the fillet of the airfoil 36 can be reduced. Therefore, the airfoil 36 may be solid as shown. If the third airfoil 36 is hollow, its cavity can also be closed on both sides platform-side, to prevent the flow through it to block required cooling air. For this purpose, after the casting production of the turbine vane segment, the platform-side openings of the cavity can be closed by welding a suitable sheet-metal lid. It is also conceivable that
Durchströmung durch ein teilweises Verschließen des Hohlraums zu drosseln.To restrict flow through a partial closure of the cavity.
Die sich durch das Durchführen des Fluid erhöhenden Belastungen der Schaufelblätter 32, 34 sind lebensdauerunkritisch, da deren neue Gesamtbelastung weiterhin geringer ist als die des höher belastetenThe loads of the airfoils 32, 34 which increase the performance of the fluid are critical to their lifetime, since their new total load is still lower than that of the more highly loaded one
Schaufelblattes 36. Die Lebensdauer desAirfoil 36. The life of the
Turbinenleitschaufelsegmentes 30 ist somit weiterhin von der Lebensdauer des Schaufelblattes 36 begrenzt, aber, verglichen mit dem aus dem Stand der Technik bekanntenTurbine vane segment 30 is thus still limited by the life of the airfoil 36, but compared to that known from the prior art
Turbinenleitschaufelsegment , verlängert .
Falls alle Schaufelblätter 32, 34, 36 eines Leitschaufelkranzes aufgrund der vom Heißgas 11 hervorgerufenen thermischen Belastung zu kühlen sind, so kann die Erfindung in dergestalt Anwendung finden, dass der zur Sperrung benötigte Anteil der Kühlluft ausschließlich durch die geringer belasteten Schaufelblätter 32, 34 des Turbinenleitschaufelsegmentes 30 geführt wird. Dementsprechend strömt beim Betrieb der Gasturbine 1 durch die geringer belasteten Schaufelblätter 32, 34 ein größerer Fluidstrom (pro Zeiteinheit) als durch das höher belastete Schaufelblatt 36.Turbine vane segment, extended. If all airfoils 32, 34, 36 of a vane ring are to be cooled due to the thermal load caused by the hot gas 11, the invention can be applied in such a way that the required for blocking portion of the cooling air exclusively by the less loaded blades 32, 34 of the turbine vane segment 30 is guided. Accordingly, during operation of the gas turbine 1 by the less loaded blades 32, 34 flows a larger fluid flow (per unit time) than by the higher loaded blade 36.
In einer alternative Ausgestaltung der Erfindung können auch die geringer belasteten Schaufelblätter 32, 34 im Querschnitt bauchiger ausgebildet sein als das höher belasteteIn an alternative embodiment of the invention, the less loaded blades 32, 34 may be formed bulbous in cross-section than the higher loaded
Schaufelblatt 36, d.h. die gekrümmte Tropfenform des Querschnitts der Schaufelblätter 32, 24 ist im anströmseitigen Bereich dicker als das Schaufelblatt 36.
Airfoil 36, i. the curved teardrop shape of the cross section of the blades 32, 24 is thicker in the upstream region than the blade 36.
Claims
1. Verfahren zum Führen eines Fluides durch die Schaufelblätter (32, 34) eines von Turbinenleitschaufein (30) gebildeten Schaufelkranzes (13), dadurch gekennzeichnet, dass alle außer mindestens einem der Schaufelblätter (36) des Schaufelkranzes (13) von dem Fluid durchflössen wird oder dass konstruktionsbedingt mindestens zwei der Schaufelblätter (32, 34, 36) des Schaufelkranzes (13) von unterschiedlich großen Fluidströmen durchflössen werden.A method of passing a fluid through the blades (32, 34) of a blade ring (13) formed by turbine nozzle (30), characterized in that all but at least one of the blades (36) of the blade ring (13) is flowed through by the fluid or that, as a result of the design, at least two of the blades (32, 34, 36) of the blade ring (13) are flowed through by fluid streams of different sizes.
2. Verfahren nach Anspruch 1, bei der das Fluid als Sperrmittel zum Sperren eines Spaltes verwendet wird.2. The method of claim 1, wherein the fluid is used as a blocking means for locking a gap.
3. Verfahren nach Anspruch 1 oder 2, bei dem der Fluidstrom, welcher dasjenige Schaufelblatt (36) durchströmt, dessen Saugseitenwand (38) zu einem Rand (44) einer Plattform (33) unmittelbar benachbart ist, kleiner ist als derjenige Fluidstrom, welcher dasjenige Schaufelblatt (32) durchströmt, zwischen dessen Saugseitenwand (38) und einer dieser gegenüberliegenden Druckseitenwand (38) eines unmittelbar benachbarten Schaufelblattes (34) eine durchgehende Plattform (31, 33) aufweist.3. The method of claim 1 or 2, wherein the fluid flow, which flows through the blade (36) whose suction side wall (38) to an edge (44) of a platform (33) is immediately adjacent, smaller than that fluid flow, which is the one Airfoil (32) flows through, between its suction side wall (38) and one of these opposite pressure side wall (38) of an immediately adjacent airfoil (34) has a continuous platform (31, 33).
4. Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 3, bei dem alle Schaufelblätter (32, 34, 36) des Schaufelkranzes (13) vom Fluid gekühlt werden.4. The method according to any one of claims 1 to 3, wherein all the blades (32, 34, 36) of the blade ring (13) are cooled by the fluid.
5. Turbinenschaufelsegment (30) für einen Schaufelkranz (13), mit einer Plattform (31, 33), an deren Oberfläche mindestens zwei sich quer dazu erstreckende, aerodynamisch profilierte Schaufelblätter (32, 34, 36) vorgesehen sind, welche jeweils eine Druckseitenwand (46) und eine Saugseitenwand (38) aufweisen, die sich jeweils von einer anströmseitigen Vorderkante (37) zu einer abströmseitigen Hinterkante (39) erstrecken, bezogen auf die Strömungsrichtung eines die5. turbine blade segment (30) for a blade ring (13), with a platform (31, 33) on whose surface at least two transversely extending, aerodynamically profiled blades (32, 34, 36) are provided, each having a pressure side wall (46) and a suction side wall (38), each extending from an upstream side edge (37) to a downstream end edge (39), with respect to the flow direction of a
Schaufelblätter (32, 34, 36) umströmenden Heißgases (11), dadurch gekennzeichnet, dass alle außer mindestens eines der Schaufelblätter (36) des Turbinenleitschaufelsegmentes (30) von dem Fluid durchströmbar sind.Blade blades (32, 34, 36) flowing around the hot gas (11), characterized in that all but at least one of the blades (36) of the turbine nozzle segment (30) can be flowed through by the fluid.
6. Turbinenschaufelsegment (30) nach Anspruch 5, bei dem eines der Schaufelblätter (36) massiv oder dessen Hohlraum zumindest einseitig plattformseitig verschlossen ist.6. turbine blade segment (30) according to claim 5, wherein one of the blades (36) solid or its cavity is closed platform side at least on one side.
7. Turbinenschaufelsegment (30) nach Anspruch 5 oder 6, bei dem die Schaufelblätter (32, 34, 36) unterschiedliche Profilquerschnitte aufweisen.7. turbine blade segment (30) according to claim 5 or 6, wherein the blades (32, 34, 36) have different profile cross-sections.
8. Gegossenes Turbinenschaufelsegment (30) nach einem der Ansprüche 5 bis 7, welches drei, vier oder mehr Schaufelblätter (32, 34, 36) umfasst .A molded turbine blade segment (30) according to any one of claims 5 to 7, comprising three, four or more airfoils (32, 34, 36).
9. Turbinenschaufelsegment (30) nach einem der Ansprüche 5 bis 8, für eine dritte oder vierte Turbinenstufe einer stationären Gasturbine oder für eine Niederdruckturbine.9. turbine blade segment (30) according to any one of claims 5 to 8, for a third or fourth turbine stage of a stationary gas turbine or for a low-pressure turbine.
10. Turbinenschaufelsegment (30) nach einem der Ansprüche 5 bis 9, zum Durchführen des Verfahrens nach einem der Ansprüche 1 bis 4. 10. turbine blade segment (30) according to any one of claims 5 to 9, for carrying out the method according to one of claims 1 to 4.
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