WO2009019282A2 - Spaltkühlung zwischen brennkammerwand und turbinenwand einer gasturbinenanlage - Google Patents

Spaltkühlung zwischen brennkammerwand und turbinenwand einer gasturbinenanlage Download PDF

Info

Publication number
WO2009019282A2
WO2009019282A2 PCT/EP2008/060320 EP2008060320W WO2009019282A2 WO 2009019282 A2 WO2009019282 A2 WO 2009019282A2 EP 2008060320 W EP2008060320 W EP 2008060320W WO 2009019282 A2 WO2009019282 A2 WO 2009019282A2
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
wall
gap
radially
turbine
positive
Prior art date
Application number
PCT/EP2008/060320
Other languages
English (en)
French (fr)
Other versions
WO2009019282A3 (de
Inventor
Ulrich Steiger
Willy Heinz Hofmann
Original Assignee
Alstom Technology Ltd
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 Ltd filed Critical Alstom Technology Ltd
Priority to DE502008002497T priority Critical patent/DE502008002497D1/de
Priority to AT08786927T priority patent/ATE497087T1/de
Priority to EP08786927A priority patent/EP2179143B1/de
Publication of WO2009019282A2 publication Critical patent/WO2009019282A2/de
Publication of WO2009019282A3 publication Critical patent/WO2009019282A3/de
Priority to US12/699,970 priority patent/US8132417B2/en

Links

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
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
    • F01D5/142—Shape, i.e. outer, aerodynamic form of the blades of successive rotor or stator blade-rows
    • F01D5/143—Contour of the outer or inner working fluid flow path wall, i.e. shroud or hub contour
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/001—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between stator blade and rotor

Definitions

  • the present invention relates to a gas turbine plant, in particular for a power plant.
  • Such a gas turbine plant usually comprises a combustion chamber which radially delimits a combustion gas path at least in an annular outlet region with a chamber inner wall and with a chamber outer wall. Furthermore, such a gas turbine plant usually comprises a turbine which radially delimits a turbine gas path at least in a stationary annular inlet area with a turbine inner wall and with a turbine outer wall. In order to avoid excessive component voltages during transient operating conditions of the gas turbine plant, the gas turbine plant can also be provided with a radially inner and / or radially outer axially between the
  • Combustion chamber and the turbine running gap be provided, at which the inner and / or outer chamber wall and the inner and / or outer turbine wall end.
  • a cooling gas supply be provided, which introduces a cooling gas into the turbine gas path and / or in the combustion gas path via the gap.
  • a gas turbine is known from US 2006/0034689 A1, in which a row of guide vanes has on its inflow side a multiplicity of flow guide elements projecting radially into the gas path. With the aid of these flow guide elements, a leakage flow flowing around the blade tips upstream of the rotor blades can be reduced or deflected in the axial direction so as to increase the efficiency of the gas turbine.
  • the invention as characterized in the claims, deals with the problem of providing for a gas turbine plant of the type mentioned in an improved embodiment, which is characterized in particular by an increased efficiency. This problem is solved according to the invention by the subject matter of the independent claim. Advantageous embodiments are the subject of the dependent claims.
  • the invention is based on the general idea of achieving a pressure distribution in the gap influencing the flow of cooling gas by a specific positioning of circumferentially alternating positive and negative steps along the gap.
  • This pressure distribution can be specifically set up so that areas with increased cooling demand are subjected to a higher cooling gas flow than areas with a smaller cooling demand. As a result, the total amount of cooling gas required can be reduced, which ultimately increases the efficiency of the gas turbine plant.
  • the combustion chamber wall or the turbine wall is correspondingly contoured in the end section adjoining the gap.
  • the circumferentially varying contours of the respective chamber wall and the respective turbine wall in the region of the radially inner gap and / or in the region of the radially outer gap can be selected and designed on the basis of different criteria. For example, in order to design the alternately arranged in the circumferential direction arrangement of positive and negative steps at the gap in the circumferential direction distribution of alternating pressure sides and suction sides of
  • Guide vanes are used in a stationary inlet area arranged Leitschaufelsch.
  • This guide blade row arranged in the entry region is usually the so-called “first row of guide blades.”
  • the pressure sides and suction sides of the guide blades bring about this Also upstream to the gap varying pressures in the circumferential direction, which may affect the flow of cooling gas in the gap.
  • these adverse influences can be reduced.
  • a pressure distribution which varies in the circumferential direction during operation of the gas turbine plant at or in the exit region of the combustion chamber can also be taken into account. It has been found that in the exit region of the combustion chamber in the circumferential direction different
  • the pressure distribution or velocity distribution which arises during steady-state operation of the gas turbine can be stationary and could, for example, be due to the burner arranged distributed in the circumferential direction in a multi-burner combustion chamber.
  • the pressures varying in the circumferential direction in the exit region of the combustion chamber also influence the flow of cooling gas through the gap.
  • the disadvantageous influence on the cooling gas flow can be reduced.
  • FIG. 1 shows a greatly simplified axial section of a gas turbine plant in the region of a gap between a combustion chamber and a turbine.
  • a gas turbine plant 1 which is preferably used in a power plant, ie stationary, a combustion chamber 2 and a turbine 3, between which an axial gap 4 is arranged. Furthermore, a cooling gas supply 5 indicated by arrows is provided.
  • a longitudinal center axis or axis of rotation X As a reference for the radial and axial orientation is entered in Fig. 1, a longitudinal center axis or axis of rotation X.
  • the combustion chamber 2 has, at least in an annular outlet region 6, a chamber inner wall 7 and a chamber outer wall 8, which together radially bound a combustion chamber gas path 9 indicated by an arrow.
  • the turbine 3 has, at least in a stationary, ie stator, annular inlet region 10, a turbine inner wall 1 1 and a turbine outer wall 12, which together define a radially indicated by an arrow turbine gas path 13.
  • the turbine 3 in the stationary inlet region 10 can usually have a row of guide vanes 14 with a plurality of guide vanes 15 which are adjacent in the circumferential direction. Since this vane row 14 is the first row of blades impinged by the hot gases of the combustion chamber 2, it is usually also referred to as the first row of stator blades 14.
  • the gap 4 consists in the example shown of a radially inner gap 16 and a radially outer gap 17.
  • the radially inner gap 16 is referred to below as the inner gap 16 or inner gap 16.
  • the radially outer gap 17 is also referred to as the outer gap 17 or outer gap 17.
  • the chamber inner wall 7 and the turbine inner wall 1 1 each end axially.
  • the chamber outer wall 8 and the turbine outer wall 12 each end axially.
  • the cooling gas feed 5 is designed such that it introduces a cooling gas into the turbine gas path 13 or into the combustion gas path 9 via the gap 4 or via the respective sub-gap 16 or 17.
  • the introduction of cooling gas into the gap 4 serves to avoid the entry of hot gases from the combustion gas path 9 or from the turbine gas path 13 through the gap 4 in the areas behind the respective chamber walls 7, 8 and turbine walls 11, 12th
  • the turbine walls 7, 8 may be formed, for example, by heat shield elements or by so-called liners 18.
  • the turbine walls 11, 12 can by platforms 19 and 20, which are formed on the respective blade root radially outside and inside, be formed.
  • alternating positive and negative steps are formed in the axial direction. If we achieve this by means of a corresponding shaping of an end section of the respective turbine wall 11, 12 or of the respective chamber wall 7, 8 adjoining the respective gap 4 or 16 or 17.
  • An end section of the chamber inner wall 7 is designated 21
  • an end section of the chamber outer wall 8 is designated 22
  • an end portion of the turbine inner wall 1 1 is denoted by 23
  • an end portion of the turbine outer wall 12 is denoted by 24.
  • Regions of the end portions 21 to 24 lying in the sectional plane are shown by solid lines, while offset portions of the end portions 21 to 24 thereof are shown by broken lines.
  • the named stages are denoted by the lowercase letters a to d.
  • a denotes a positive step formed on the inner gap 16
  • b denotes a negative step formed on the inner gap 16.
  • a positive stage at the outer gap 17 is denoted by c
  • d denotes a negative step at the outer gap 17.
  • a positive stage a, c is present when the respective downstream wall 1 1, 12 protrudes radially into the respective gas path 9, 13 with respect to the respective upstream wall 7, 8.
  • there is a negative stage b, d when the respective upstream wall 7, 8 projecting radially projecting into the respective gas path 9, 13 with respect to the respective downstream wall 1 1, 12.
  • the positive stage a can be realized, for example, that the combustion chamber inner wall 7 in the adjacent to the gap 4 and the inner gap 16 end portion 21 in the positive stage a relative to the in the circumferential direction on both sides of the positive Stage a adjacent areas radially offset inwardly.
  • the inner positive stage a can thus be e.g. be realized only by contouring the chamber inner wall 7 in the end portion 21.
  • the inner positive stage a can be realized in that the turbine inner wall 1 1 extends in the associated end section 23 in the region of the positive step a radially outwardly offset relative to the areas adjacent to the positive step a in the circumferential direction. In this way, the positive stage a can be realized in principle only by a corresponding contouring of the turbine inner wall 11 in the end portion 23.
  • This negative step b can be realized in that the burner inner wall 7 in which the inner gap 16 adjacent end portion in the region of the negative stage b relative to the circumferentially on both sides of the negative step b adjacent areas radially offset outwardly extends.
  • the negative step b can also be realized in that the turbine inner wall 1 1 extends radially inwardly in the region adjacent to the inner gap 16 in the region of negative steps b relative to the regions adjacent to the negative step b in the circumferential direction.
  • the negative stage b can be realized by a combination of the above measures.
  • the positive stage c at the outer gap 17 can be realized in that the turbine outer wall 12 in the adjoining the outer gap 17 end portion 24 in the positive stage c relative to the circumferentially on both sides of the positive stage c adjacent areas radially inwardly offset runs.
  • the negative step d be realized, for example, that the combustion chamber outer wall 8 in the adjacent to the outer gap 17 end portion 22 in the negative stage d relative to the circumferentially on both sides of the negative step d adjacent areas radially inwardly staggered.
  • the negative step d can be realized at the outer gap 17 that the turbine outer wall 12 in the adjoining the outer gap 17 end portion 24 in the negative stage d relative to the circumferentially on both sides of the negative step d adjacent areas offset radially outwards. It is clear that a combination of the two above measures is also preferably realized in order to form the respective negative step d at the outer gap 17.
  • Gas paths 9, 13 alternate convex and concave areas, but gradually merge into each other.
  • the arrangement of positive and negative stages a, b, c, d which varies in the circumferential direction, may be formed as a function of a cooling requirement which occurs during operation of the gas turbine plant 1 at the respective gap 4 or at the inner gap 16 and / or at the outer gap 17 and especially in the circumferential direction can vary. It is clear that this cooling demand curve is present in the gap 16, 17 at a stationary operating state of the gas turbine plant 1 is substantially stationary. In order to increase the cooling gas flow in a peripheral segment that has an increased cooling requirement, a negative step b, d can be provided in this area.
  • a distribution in the circumferential direction of pressure sides and suction sides of the guide vanes 15 of the first row of guide vanes 14 can be taken into account.
  • These pressure sides and suction sides alternate in the circumferential direction and result from the profiling of the guide vanes 15.
  • alternating pressure sides and suction sides influence the pressure in the respective gas path 9, 13 also in the counterflow direction and at least up to the gap 4 a corresponding consideration of this distribution of the pressure sides and suction sides in the design of the steps at the gap 4, their influence can be reduced accordingly or used to set the desired cooling gas distribution.
  • flow conditions may arise in its gas path 9, which generate flow velocities or varying pressures varying at least in the outlet region 6 in the circumferential direction.
  • this pressure distribution varying in the circumferential direction can be stationary in a stationary operating state of the gas turbine plant 1. Accordingly, here too, the influence of a pressure distribution generated in the gap 4 by the operation of the combustion chamber 2 can be reduced or utilized for the desired cooling gas distribution by suitable design of stages a to d.
  • the measures proposed according to the invention are characterized by the fact that a significant influence of the cooling gas flow in the gap 4 can be realized without appreciably increasing the surface of the combustion chamber 2 or the turbine 3 exposed to the hot working gases becomes.
  • An enlarged surface as it is realized for example by projecting into the gas path Strömungsleitieri simultaneously increases the cooling demand for the flow guide and is disadvantageous in this respect.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

Die Erfindung betrifft eine Gasturbinenanlage (1) für eine Kraftwerksanlage, umfassend eine Brennkammer (2), die in einem ringförmigen Austrittsbereich (6) mit einer Kammerinnenwand (7) und mit einer Kammeraußenwand (8) einen Brennkammergaspfad (9) radial begrenzt, eine Turbine (3), die in einem stationären, ringförmigen Eintrittsbereich (10) mit einer Turbineninnenwand (11) und mit einer Turbinenaußenwand (12) einen Turbinengaspfad (13) radial begrenzt, einen radial innen und/oder radial außen axial zwischen der Brennkammer und der Turbine vorhandenen Spalt (4; 16, 17), an dem die innere und/oder äußere Kammerwand (7, 8) und die innere und/oder äußere Turbinenwand (11, 12) enden, und eine Kühlgaszuführung (5), die über den Spalt ein Kühlgas in den Turbinengaspfad (13) und/oder in den Brennkammergaspfad (9) einbringt, wobei radial innen und/oder radial außen ein an den Spalt angrenzender Endabschnitt (21, 22, 23, 24) der jeweiligen Turbinenwand und/oder der jeweiligen Kammerwand so geformt ist, dass sich in Umfangsrichtung am Spalt positive Stufen (a, c), bei denen die jeweilige stromab liegende Wand gegenüber der jeweiligen stromauf liegenden Wand (7, 8) in den jeweiligen Gaspfad (9, 13) hineinragend radial vorsteht, und negative Stufen (b, d) abwechseln, bei denen die jeweilige stromauf liegende Wand gegenüber der jeweiligen stromab liegenden Wand in den jeweiligen Gaspfad hineinragend radial vorsteht.

Description

Gasturbinenanlage
Technisches Gebiet
Die vorliegende Erfindung betrifft eine Gasturbinenanlage, insbesondere für eine Kraftwerksanlage.
Stand der Technik
Eine derartige Gasturbinenanlage umfasst üblicherweise eine Brennkammer, die zumindest in einem ringförmigen Austrittsbereich mit einer Kammerinnenwand und mit einer Kammeraußenwand einen Brennkammergaspfad radial begrenzt. Ferner umfasst eine solche Gasturbinenanlage üblicherweise eine Turbine, die zumindest in einem stationären ringförmigen Eintrittsbereich mit einer Turbineninnenwand und mit einer Turbinenaußenwand einen Turbinengaspfad radial begrenzt. Um bei transienten Betriebszuständen der Gasturbinenanlage überhöhte Bauteilspannungen zu vermeiden, kann die Gasturbinenanlage außerdem mit einem radial innen und/oder radial außen axial zwischen der
Brennkammer und der Turbine verlaufenden Spalt ausgestattet sein, an dem die innere und/oder äußere Kammerwand und die innere und/oder äußere Turbinenwand enden. Zur Vermeidung eines Eintrags heißer Arbeitsgase in diesen Spalt kann zweckmäßigerweise außerdem eine Kühlgaszuführung vorgesehen sein, die über den Spalt ein Kühlgas in den Turbinengaspfad und/oder in den Brennkammergaspfad einbringt.
Die Zuführung von Kühlgas zum Arbeitsgas der Gasturbinenanlage reduziert jedoch direkt deren Leistung und deren Wirkungsgrad. Es ist daher anzustreben, möglichst wenig Kühlgas zu verwenden.
Aus der US 6,283,713 B1 und aus der GB 2,281 ,356 A sind Gasturbinen bekannt, bei denen zumindest bei einer Leitschaufelreihe die radial innenliegenden Plattformen der einzelnen Leitschaufeln so konturiert sind, dass sich in Umfangsrichtung ein wellenförmiger Oberflächenverlauf ergibt. Hierdurch kann der statische Druck im Arbeitsgas dahingehend beeinflusst werden, dass sich im Idealfall unmittelbar stromab der Leitschaufelreihe in Umfangsrichtung ein im wesentlichen konstanter statischer Druck einstellt.
Aus der US 2006/0034689 A1 ist eine Gasturbine bekannt, bei der eine Leitschaufelreihe an ihrer Anströmseite eine Vielzahl radial in den Gaspfad hineinragender Strömungsleitelemente aufweist. Mit Hilfe dieser Strömungsleitelemente kann eine die Schaufelspitzen stromauf angeordneter Laufschaufeln umströmende Leckageströmung reduziert bzw. in axialer Richtung umgelenkt werden, um so den Wirkungsgrad der Gasturbine zu erhöhen.
Darstellung der Erfindung
Die Erfindung, wie sie in den Ansprüchen gekennzeichnet ist, beschäftigt sich mit dem Problem, für eine Gasturbinenanlage der eingangs genannten Art eine verbesserte Ausführungsform anzugeben, die sich insbesondere durch einen erhöhten Wirkungsgrad auszeichnet. Dieses Problem wird erfindungsgemäß durch den Gegenstand des unabhängigen Anspruchs gelöst. Vorteilhafte Ausführungsformen sind Gegenstand der abhängigen Ansprüche.
Die Erfindung beruht auf dem allgemeinen Gedanken, durch eine gezielte Positionierung einander in Umfangsrichtung abwechselnder positiver und negativer Stufen entlang des Spalts eine die Kühlgasströmung beeinflussende Druckverteilung im Spalt zu erzielen. Diese Druckverteilung lässt sich dabei gezielt so einrichten, dass Bereiche mit erhöhtem Kühlbedarf mit einem höheren Kühlgasstrom beaufschlagt werden als Bereiche mit einem kleineren Kühlbedarf. Hierdurch kann die insgesamt erforderliche Kühlgasmenge reduziert werden, was letztlich den Wirkungsgrad der Gasturbinenanlage erhöht.
Um die in Umfangsrichtung einander abwechselnden positiven und negativen Stufen realisieren zu können, ist die Brennkammerwand bzw. die Turbinenwand in dem an den Spalt angrenzenden Endabschnitt entsprechend konturiert.
Die in Umfangsrichtung variierenden Konturen der jeweiligen Kammerwand und der jeweiligen Turbinenwand im Bereich des radial innenliegenden Spalts und/oder im Bereich des radial außenliegenden Spalts können anhand unterschiedlicher Kriterien ausgewählt und ausgelegt sein. Beispielsweise kann zur Auslegung der in der Umfangsrichtung abwechselnden Anordnung positiver und negativer Stufen am Spalt eine in der Umfangsrichtung vorliegende Verteilung von einander abwechselnden Druckseiten und Saugseiten von
Leitschaufeln einer im stationären Eintrittsbereich angeordneten Leitschaufelreihe herangezogen werden. Bei dieser im Eintrittsbereich angeordneten Leitschaufelreihe handelt es sich üblicherweise um die sogenannte „erste Leitschaufelreihe". Die Druckseiten und Saugseiten der Leitschaufeln bewirken auch stromauf bis zum Spalt variierende Drücke in Umfangsrichtung, die sich auf den Kühlgasstrom im Spalt auswirken können. Durch eine entsprechende Berücksichtigung der Druckseiten und Saugseiten bei der Dimensionierung und Positionierung der Stufen entlang des Spalts lassen sich diese nachteiligen Einflüsse reduzieren.
Des weiteren ist es zusätzlich oder alternativ möglich, eine Abhängigkeit von im Betrieb der Gasturbinenanlage entstehenden, in der Umfangsrichtung beabstandet aufeinander folgenden, sich stromauf ausbreitenden Bugwellen von Leitschaufeln einer im stationären Eintrittsbereich angeordneten Leitschaufelreihe zu berücksichtigen. Auch derartige Bugwellen können sich bis zum Spalt ausbreiten und können dort die Druckverteilung beeinflussen. Durch die Berücksichtigung dieser Bugwellenverteilung lassen sich deren negative Einflüsse auf die Kühlgasströmung reduzieren.
Zusätzlich oder alternativ kann bei der Auslegung der Stufen am Spalt auch eine sich im Betrieb der Gasturbinenanlage am oder im Austrittsbereich der Brennkammer einstellende, in der Umfangsrichtung variierende Druckverteilung berücksichtigt werden. Es hat sich gezeigt, dass im Austrittsbereich der Brennkammer in der Umfangsrichtung unterschiedliche
Strömungsgeschwindigkeiten bzw. variierende Drücke auftreten können. Die sich im stationären Betrieb der Gasturbine einstellende Druckverteilung bzw. Geschwindigkeitsverteilung kann dabei stationär sein und könnte beispielsweise bei einer Mehrbrenner-Brennkammer auf die in der Umfangsrichtung verteilt angeordneten Brenner zurückzuführen sein. Die im Austrittsbereich der Brennkammer in der Umfangsrichtung variierenden Drücke beeinflussen ebenfalls den Kühlgasstrom durch den Spalt. Durch eine entsprechende Berücksichtigung der Druckverteilung im Austrittsbereich der Brennkammer kann der nachteilige Einfluss auf die Kühlgasströmung reduziert werden. Weitere wichtige Merkmale und Vorteile der erfindungsgemäßen Gasturbinenanlage ergeben sich aus den Unteransprüchen, aus der Zeichnung und aus der zugehörigen Figurenbeschreibung anhand der Zeichnung.
Kurze Beschreibung der Zeichnungen
Bevorzugte Ausführungsbeispiele der Erfindung sind in der Zeichnung dargestellt und werden in der nachfolgenden Beschreibung näher erläutert.
Die einzige Fig. 1 zeigt einen stark vereinfachten Axialschnitt einer Gasturbinenanlage im Bereich eines Spalts zwischen einer Brennkammer und einer Turbine.
Wege zur Ausführung der Erfindung
Entsprechend Fig. 1 umfasst eine Gasturbinenanlage 1 , die bevorzugt in einer Kraftwerksanlage, also stationär verwendet wird, eine Brennkammer 2 und eine Turbine 3, zwischen denen ein axialer Spalt 4 angeordnet ist. Ferner ist eine durch Pfeile angedeutete Kühlgaszuführung 5 vorgesehen. Als Bezug für die radiale und axiale Orientierung ist in Fig. 1 eine Längsmittelachse oder Rotationsachse X eingetragen.
Die Brennkammer 2 weist zumindest in einem ringförmigen Austrittsbereich 6 eine Kammerinnenwand 7 und eine Kammeraußenwand 8 auf, die zusammen einen durch einen Pfeil angedeuteten Brennkammergaspfad 9 radial begrenzen. Die Turbine 3 weist zumindest in einem stationären, also statorseitigen, ringförmigen Eintrittsbereich 10 eine Turbineninnenwand 1 1 und eine Turbinenaußenwand 12 auf, die zusammen einen durch einen Pfeil angedeuteten Turbinengaspfad 13 radial begrenzen. Ferner kann die Turbine 3 im stationären Eintrittsbereich 10 üblicherweise eine Leitschaufelreihe 14 mit mehreren, in der Umfangsrichtung benachbarten Leitschaufeln 15 aufweisen. Da diese Leitschaufelreihe 14 die erste von den Heißgasen der Brennkammer 2 angeströmte Schaufelreihe ist, wird sie üblicherweise auch als erste Leitschaufelreihe 14 bezeichnet.
Der Spalt 4 besteht im gezeigten Beispiel aus einem radial innenliegenden Spalt 16 und einem radial außenliegenden Spalt 17. Der radial innenliegende Spalt 16 wird im folgenden auch als innerer Spalt 16 oder Innenspalt 16 bezeichnet. Entsprechend dazu wird im folgenden der radial außenliegende Spalt 17 auch als äußerer Spalt 17 oder Außenspalt 17 bezeichnet. Am inneren Spalt 16 enden die Kammerinnenwand 7 und die Turbineninnenwand 1 1 jeweils axial. Am äußeren Spalt 17 enden die Kammeraußenwand 8 und die Turbinenaußenwand 12 jeweils axial.
Die Kühlgaszuführung 5 ist so ausgestaltet, dass sie über den Spalt 4 bzw. über den jeweiligen Teilspalt 16 bzw. 17 ein Kühlgas in den Turbinengaspfad 13 bzw. in den Brennkammerergaspfad 9 einbringt. Die Einbringung von Kühlgas in den Spalt 4 dient dabei zur Vermeidung eines Eintritts von Heißgasen aus dem Brennkammergaspfad 9 bzw. aus dem Turbinengaspfad 13 durch den Spalt 4 in die Bereiche hinter den jeweiligen Kammerwänden 7, 8 bzw. Turbinenwänden 11 , 12.
Die Turbinenwände 7, 8 können beispielsweise durch Hitzeschildelemente bzw. durch sogenannten Liner 18 gebildet sein. Die Turbinenwände 11 , 12 können durch Plattformen 19 und 20, die am jeweiligen Schaufelfuß radial außen und innen ausgebildet sind, gebildet sein.
Um den Kühlgasbedarf zu reduzieren, sind erfindungsgemäß am Spalt 4 radial innen und/oder radial außen, also am Innenspalt 16 und/oder am Außenspalt 17 sich in Umfangsrichtung abwechselnde positive und negative Stufen in axialer Richtung ausgebildet. Erreicht wir dies durch eine entsprechende Formgebung eines an den jeweiligen Spalt 4 bzw. 16 oder 17 angrenzenden Endabschnitts der jeweiligen Turbinenwand 1 1 , 12 bzw. der jeweiligen Kammerwand 7, 8. Ein Endabschnitt der Kammerinnenwand 7 ist mit 21 bezeichnet, ein Endabschnitt der Kammeraußenwand 8 ist mit 22 bezeichnet, ein Endabschnitt der Turbineninnenwand 1 1 ist mit 23 bezeichnet und ein Endabschnitt der Turbinenaußenwand 12 ist mit 24 bezeichnet. In der Schnittebene liegende Bereiche der Endabschnitte 21 bis 24 sind mit durchgezogenen Linien dargestellt, während versetzt dazu angeordnete Bereiche der Endabschnitte 21 bis 24 mit unterbrochenen Linien dargestellt sind. Ferner sind die genannten Stufen mit den Kleinbuchstaben a bis d bezeichnet. Dabei bezeichnet a eine am Innenspalt 16 ausgebildete positive Stufe, während b eine am Innenspalt 16 ausgebildete negative Stufe bezeichnet. Eine positive Stufe am Außenspalt 17 ist mit c bezeichnet, während mit d eine negative Stufe am Außenspalt 17 bezeichnet ist. Eine positive Stufe a, c liegt dann vor, wenn die jeweilige stromab liegende Wand 1 1 , 12 gegenüber der jeweiligen stromauf liegenden Wand 7, 8 in den jeweiligen Gaspfad 9, 13 hineinragend radial vorsteht. Im Unterschied dazu liegt eine negative Stufe b, d vor, wenn die jeweilige stromauf liegende Wand 7, 8 gegenüber der jeweiligen stromab liegenden Wand 1 1 , 12 in den jeweiligen Gaspfad 9, 13 hineinragend radial vorsteht.
Grundsätzlich kann es ausreichend sein, wenn nur am Innenspalt 16 oder nur am Außenspalt 17 die in Umfangsrichtung abwechselnde Abfolge positiver und negativer Stufen a, b bzw. c, d realisiert wird. Gezeigt ist jedoch die Variante, bei der sowohl radial innen als auch radial außen am Spalt 4 die in Umfangsrichtung abwechselnde Abfolge positiver und negativer Stufen a bis d realisiert ist.
Am radial innenliegenden Spalt 16 kann die positive Stufe a beispielsweise dadurch realisiert werden, dass die Brennkammerinnenwand 7 in dem an den Spalt 4 bzw. an den Innenspalt 16 angrenzenden Endabschnitt 21 im Bereich der positiven Stufe a relativ zu den in der Umfangsrichtung beiderseits an die positive Stufe a angrenzenden Bereichen radial nach innen versetzt verläuft. Die innere positive Stufe a kann somit z.B. ausschließlich durch eine Konturierung der Kammerinnenwand 7 in deren Endabschnitt 21 realisiert werden.
Zusätzlich oder alternativ lässt sich die innere positive Stufe a dadurch realisieren, dass die Turbineninnenwand 1 1 im zugehörigen Endabschnitt 23 im Bereich der positiven Stufe a relativ zu den in Umfangsrichtung beiderseits an die positive Stufe a angrenzenden Bereichen radial nach außen versetzt verläuft. Auf diese Weise kann die positive Stufe a grundsätzlich ausschließlich durch eine entsprechende Konturierung der Turbineninnenwand 11 im Endabschnitt 23 realisiert werden.
Bevorzugt wird jedoch eine Ausführungsform, bei der sowohl eine variierende Kontur an der Brennkammerinnenwand 7 im Bereich des Endabschnitts 21 als auch eine variierende Kontur der Turbineninnenwand 1 1 im Bereich des Endabschnitts 23 zusammenwirken, um die gewünschte positive Stufe a am Innenspalt 16 auszubilden.
Für die am Innenspalt 16 ausgebildete negative Stufe b gelten entsprechende Konfigurationsmöglichkeiten. Diese negative Stufe b kann dadurch realisiert werden, dass die Brennerinnenwand 7 in dem an den Innenspalt 16 angrenzenden Endabschnitt im Bereich der negativen Stufe b relativ zu den in Umfangsrichtung beiderseits an die negative Stufe b angrenzenden Bereichen radial nach außen versetzt verläuft. Die negative Stufe b kann auch dadurch realisiert werden, dass die Turbineninnenwand 1 1 in dem an den Innenspalt 16 angrenzenden Endabschnitt 23 im Bereich negativen Stufen b relativ zu dem in der Umfangsrichtung beiderseits an die negative Stufe b angrenzenden Bereichen radial nach innen versetzt verläuft. Ebenso kann die negative Stufe b durch eine Kombination der vorstehenden Maßnahmen realisiert sein.
Entsprechendes gilt nun auch für den Außenspalt 17. Um dort die positive Stufe c zu realisieren, kann die Brennkammeraußenwand 8 in dem an den Außenspalt 17 angrenzenden Endabschnitt 22 im Bereich der positiven Stufe c relativ zu den in Umfangsrichtung beiderseits an die positive Stufe c angrenzenden Bereichen radial nach außen versetzt verlaufen. Ebenso kann die positive Stufe c am Außenspalt 17 dadurch realisiert werden, dass die Turbinenaußenwand 12 in dem an den Außenspalt 17 angrenzenden Endabschnitt 24 im Bereich der positiven Stufe c relativ zu den in der Umfangsrichtung beiderseits an die positive Stufe c angrenzenden Bereichen radial nach innen versetzt verläuft. Bevorzugt wird jedoch eine Kombination der beiden vorstehend genannten Maßnahmen.
Analog dazu kann am Außenspalt 17 die negative Stufe d beispielsweise dadurch realisiert werden, dass die Brennkammeraußenwand 8 in dem an den Außenspalt 17 angrenzenden Endabschnitt 22 im Bereich der negativen Stufe d relativ zu den in Umfangsrichtung beiderseits an die negative Stufe d angrenzenden Bereichen radial nach innen versetzt verläuft. Ebenso kann die negative Stufe d am Außenspalt 17 dadurch realisiert werden, dass die Turbinenaußenwand 12 in dem an den Außenspalt 17 angrenzenden Endabschnitt 24 im Bereich der negativen Stufe d relativ zu den in der Umfangsrichtung beiderseits an die negative Stufe d angrenzenden Bereichen radial nach außen versetzt verläuft. Es ist klar, dass auch hier bevorzugt eine Kombination der beiden vorstehenden Maßnahmen realisiert wird, um die jeweilige negative Stufe d am Außenspalt 17 auszubilden.
In Fig. 1 sind die Abweichungen der Kontur an den jeweiligen Wänden 7, 8, 1 1 , 12 übertrieben dargestellt, um ihre Erkennbarkeit für die vorliegende Beschreibung zu verbessern.
In der Umfangsrichtung können sich somit an der jeweiligen Wand 7, 8, 1 1 , 12 im Bereich des jeweiligen Endabschnitts 21 , 22, 23, 24 bezüglich des jeweiligen
Gaspfads 9, 13 konvexe und konkave Bereiche abwechseln, die jedoch stufenlos ineinander übergehen.
Für die Auslegung, insbesondere für die Dimensionierung und Positionierung, der positiven und negativen Stufen a, b, c, d, ergeben sich unterschiedliche Möglichkeiten, die jeweils alternativ oder ganz oder teilweise kumulativ anwendbar sind. Im folgenden werden exemplarisch einige Kriterien näher erläutert, die bei der erfindungsgemäßen Gasturbinenanlage 1 separat oder insgesamt oder in beliebiger Kombination realisiert sein können.
Beispielsweise kann die in Umfangsrichtung abwechselnde Anordnung positiver und negativer Stufen a, b, c, d in Abhängigkeit eines Kühlbedarfs ausgebildet sein, der sich im Betrieb der Gasturbinenanlage 1 am jeweiligen Spalt 4 bzw. am Innenspalt 16 und/oder am Außenspalt 17 einstellt und der insbesondere in der Umfangsrichtung variieren kann. Dabei ist klar, dass dieser Kühlbedarfsverlauf im Spalt 16, 17 bei einem stationären Betriebszustand der Gasturbinenanlage 1 im wesentlichen stationär vorliegt. Um in einem Umfangssegment, das einen erhöhten Kühlbedarf besitzt, den Kühlgasstrom zu erhöhen, kann in diesem Bereich eine negative Stufe b, d vorgesehen werden. Durch die sich im Spalt 4 einer solchen negativen Stufe b, d einstellenden Druckverhältnisse lässt sich gezielt eine Druckabsenkung und somit eine Beschleunigung bzw. eine höhere Strömungsgeschwindigkeit für das Kühlgas realisieren. Im Unterschied dazu kann bei Umfangssegmenten, bei denen ein reduzierter Kühlgasstrom ausreicht, eine positive Stufe a, c realisiert werden, die zu einer Druckerhöhung und somit zu einer Abbremsung bzw. zu einer reduzierten Strömungsgeschwindigkeit im Kühlgas führt.
Im Betrieb der Gasturbinenanlage 1 kommt es im Bereich des Spalts 4 zu anderen dynamischen Effekten, welche den Druckverlauf in Umfangsrichtung des Spalts 4 ungleichförmig beeinflussen können. Diese Randbedingungen können bei der Auslegung der Stufenverteilung entlang des Spalts 4 entsprechend berücksichtigt werden.
Beispielsweise kann für die in Umfangsrichtung abwechselnde Anordnung positiver und negativer Stufen a, b, c, d eine in der Umfangsrichtung vorliegende Verteilung von Druckseiten und Saugseiten der Leitschaufeln 15 der ersten Leitschaufelreihe 14 berücksichtigt werden. Diese Druckseiten und Saugseiten wechseln sich dabei in der Umfangsrichtung ab und ergeben sich aus der Profilierung der Leitschaufeln 15. In der Umfangsrichtung einander abwechselnden Druckseiten und Saugseiten beeinflussen den Druck im jeweiligen Gaspfad 9, 13 auch in Gegenstromrichtung und zwar zumindest bis zum Spalt 4. Durch eine entsprechende Berücksichtigung dieser Verteilung der Druckseiten und Saugseiten bei der Auslegung der Stufen am Spalt 4 kann deren Einfluss entsprechend reduziert bzw. zur Einstellung der gewünschten Kühlgasverteilung genutzt werden.
Im Betrieb der Gasturbinenanlage 1 können sich außerdem an den Anströmkanten der Leitschaufeln 15 der ersten Leitschaufelreihe 14 sogenannten Bugwellen ausbilden, die sich entgegen der Strömungsrichtung ausbreiten und zumindest bis zum Spalt 4 gelangen können. Derartige Bugwellen führen ebenfalls zu einer stationären Beeinflussung der Druckverteilung in Umfangsrichtung im Spalt 4. Durch eine entsprechende Berücksichtigung der Bugwellenverteilung bei der Auslegung der Stufen a bis d lässt sich dieser Effekt reduzieren bzw. für die gewünschte Kühlung nutzen.
Des weiteren können im Betrieb der Brennkammer 2 in deren Gaspfad 9 Strömungsverhältnisse entstehen, die in der Umfangsrichtung zumindest im Austrittsbereich 6 variierende Strömungsgeschwindigkeiten bzw. variierende Drücke erzeugen. Dabei kann diese in Umfangsrichtung variierende Druckverteilung in einem stationären Betriebszustand der Gasturbinenanlage 1 stationär sein. Dementsprechend kann auch hier der Einfluss einer durch den Betrieb der Brennkammer 2 erzeugten Druckverteilung im Spalt 4 durch geeignete Auslegung der Stufen a bis d reduziert bzw. für die gewünschte Kühlgasverteilung genutzt werden.
Die erfindungsgemäß vorgeschlagenen Maßnahmen, die separat oder beliebig kumuliert realisierbar sind, zeichnen sich dadurch aus, dass damit eine signifikante Beeinflussung der Kühlgasströmung im Spalt 4 realisierbar ist, ohne dass dabei die den heißen Arbeitsgasen ausgesetzte Oberfläche der Brennkammer 2 bzw. der Turbine 3 merklich vergrößert wird. Eine vergrößerte Oberfläche, wie sie beispielsweise durch in den Gaspfad hineinragende Strömungsleitelemente realisiert wird, erhöht gleichzeitig den Kühlbedarf für die Strömungsleitelemente und ist insoweit nachteilig.
Bezugszeichenliste
1 Gasturbinenanlage 2 Brennkammer
3 Turbine
4 Spalt
5 Kühlgaszuführung
6 Austrittsbereich der Brennkammer 7 Brennkammerinnenwand
8 Brennkammeraußenwand
9 Brennkammergaspfad
10 Eintrittsbereich der Turbine
1 1 Turbineninnenwand 12 Turbinenaußenwand
13 Turbinengaspfad
14 Leitschaufelreihe
15 Leitschaufel
16 Innenspalt 17 Außenspalt
18 Hitzeschildelement
19 äu ßere Plattform der Turbinenleitschaufel
20 innere Plattform der Turbinenleitschaufel
21 Endabschnitt von 7 22 Endabschnitt von 8
23 Endabschnitt von 11 24 Endabschπitt von 12
25 Vorderkante der Leits
a positive Stufe bei 16 b negative Stufe bei 16
C positive Stufe bei 17 d negative Stufe bei 17
X Längsmittelachse/Rotationsachse

Claims

Patentansprüche
1. Gasturbinenanlage, insbesondere für eine Kraftwerksanlage, - mit einer Brennkammer (2), die zumindest in einem ringförmigen Austrittsbereich (6) mit einer Kammerinnenwand (7) und mit einer Kammeraußenwand (8) einen Brennkammergaspfad (9) radial begrenzt,
- mit einer Turbine (3), die zumindest in einem stationären, ringförmigen Eintrittsbereich (10) mit einer Turbineninnenwand (1 1 ) und mit einer Turbinenaußenwand (12) einen Turbinengaspfad (13) radial begrenzt,
- mit einem radial innen und/oder radial außen axial zwischen der Brennkammer (2) und der Turbine (3) vorhandenen Spalt (4; 16, 17), an dem die innere und/oder äußere Kammerwand (7, 8) und die innere und/oder äußere Turbinenwand (1 1 , 12) enden, - mit einer Kühlgaszuführung (5), die über den Spalt (4; 16, 17) ein Kühlgas in den Turbinengaspfad (13) und/oder in den Brennkammergaspfad (9) einbringt,
- wobei radial innen und/oder radial außen ein an den Spalt (4; 16, 17) angrenzender Endabschnitt (21 , 22, 23, 24) der jeweiligen Turbinenwand (1 1 , 12) und/oder der jeweiligen Kammerwand (7, 8) so geformt ist, dass sich in Umfangsrichtung am Spalt (4; 16, 17) positive Stufen (a, c), bei denen die jeweilige stromab liegende Wand (1 1 , 12) gegenüber der jeweiligen stromauf liegenden Wand (7, 8) in den jeweiligen Gaspfad (9, 13) hineinragend radial vorsteht, und negative Stufen (b, d) abwechseln, bei denen die jeweilige stromauf liegende Wand (7, 8) gegenüber der jeweiligen stromab liegenden Wand (1 1 , 12) in den jeweiligen Gaspfad (9, 13) hineinragend radial vorsteht.
2. Gasturbinenanlage nach Anspruch 1 , dadurch gekennzeichnet, dass die in Umfangsrichtung abwechselnde Anordnung positiver und negativer Stufen (a, b, c, d) in Abhängigkeit eines sich im Betrieb der Gasturbinenanlage (1) am Spalt (4; 16, 17) einstellenden, in Umfangsrichtung variierenden Kühlbedarfs ausgewählt ist.
3. Gasturbinenanlage nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass die in Umfangsrichtung abwechselnde Anordnung positiver und negativer Stufen (a, b, c, d) in Abhängigkeit einer in Umfangsrichtung vorliegenden Verteilung von einander abwechselnden Druckseiten und Saugseiten von Leitschaufeln (15) einer im stationären Eintrittsbereich (10) angeordneten (ersten) Leitschaufelreihe (14) ausgewählt ist.
4. Gasturbinenanlage nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, dass die in Umfangsrichtung abwechselnde Anordnung positiver und negativer Stufen (a, b, c, d) in Abhängigkeit von im Betrieb der Gasturbinenanlage (1) entstehenden, in der Umfangsrichtung beabstandet aufeinander folgenden, sich stromauf ausbreitenden Bugwellen von Leitschaufeln (15) einer im stationären Einlassbereich (10) angeordneten (ersten) Leitschaufelreihe (14) ausgewählt ist.
5. Gasturbinenanordnung nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, dass die in Umfangsrichtung abwechselnde Anordnung positiver und negativer Stufen (a, b, c, d) in Abhängigkeit einer sich im Betrieb der Gasturbinenanlage (1) an oder im Austrittsbereich (6) der Brennkammer (2) einstellenden, in der Umfangsrichtung variierenden Druckverteilung ausgewählt ist.
6. Gasturbinenanlage nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, dass am Spalt (4; 16) radial innen eine positive Stufe (a) dadurch gebildet ist, dass die Brennkammerinnenwand (7) in dem an den Spalt (4; 16) angrenzenden Endabschnitt (21) im Bereich der positiven Stufe (a) relativ zu den in Umfangsrichtung beiderseits an die positive Stufe (a) angrenzenden Bereichen radial nach innen versetzt verläuft und/oder dass die Turbineninnenwand (11) in dem an den Spalt (4; 16) angrenzenden Endabschnitt (23) im Bereich der positiven Stufe (a) relativ zu den in Umfangsrichtung beiderseits an die positive Stufe (a) angrenzenden Bereichen radial nach außen versetzt verläuft.
7. Gasturbinenanlage nach einem der Ansprüche 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, dass am Spalt (4; 16) radial innen eine negative Stufe (b) dadurch gebildet ist, dass die Brennkammerinnenwand (7) in dem an den Spalt (4; 16) angrenzenden Endabschnitt (6) im Bereich der negativen Stufe (b) relativ zu den in Umfangsrichtung beiderseits an die negative Stufe (b) angrenzenden Bereichen radial nach außen versetzt verläuft und/oder dass die Turbineninnenwand (11) in dem an den Spalt (4; 16) angrenzenden Endabschnitt (23) im Bereich der negativen Stufe (b) relativ zu den in der Umfangsrichtung beiderseits an die negative Stufe (b) angrenzenden Bereichen radial nach innen versetzt verläuft.
8. Gasturbinenanlage nach einem der Ansprüche 1 bis 7, dadurch gekennzeichnet, dass am Spalt (4; 17) radial außen eine positive Stufe (c) dadurch gebildet ist, dass die Brennkammeraußenwand (8) in dem an den Spalt (4; 17) angrenzenden Endabschnitt (22) im Bereich der positiven Stufe (c) relativ zu den in Umfangsrichtung beiderseits an die positive Stufe (c) angrenzenden Bereichen radial nach außen versetzt verläuft und/oder dass die Turbinenaußenwand (12) in dem an den Spalt (4; 17) angrenzenden Endabschnitt (24) im Bereich der positiven Stufe (c) relativ zu den in Umfangsrichtung beiderseits an die positive Stufe (c) angrenzenden Bereichen radial nach innen versetzt verläuft.
9. Gasturbinenanlage nach einem der Ansprüche 1 bis 8 dadurch gekennzeichnet, dass am Spalt (4; 17) radial außen eine negative Stufe (d) dadurch gebildet ist, dass die Brennkammeraußenwand (8) in dem an den Spalt (4; 17) angrenzenden Endabschnitt (22) im Bereich der negativen Stufe (d) relativ zu den in
Umfangsrichtung beiderseits an die negative Stufe (d) angrenzenden Bereichen radial nach innen versetzt verläuft und/oder dass die Turbinenaußenwand (12) in dem an den Spalt (4; 17) angrenzenden Endabschnitt (24) im Bereich der negativen Stufe (b) relativ zu dem in Umfangsrichtung beiderseits an die negative Stufe (d) angrenzenden Bereichen radial nach außen versetzt verläuft.
10. Gasturbinenanlage nach einem der Ansprüche 1 bis 9, dadurch gekennzeichnet, dass in Umfangsrichtung sämtliche Übergänge zwischen verschiedenen Stufen (a, b, c, d) zugeordneten Bereichen im jeweiligen Endabschnitt (21 , 22, 23, 24) der Brennkammerinnenwand (7) und/oder der Brennkammeraußenwand (8) und/oder der Turbineninnenwand (11 ) und/oder der Turbinenaußenwand (12) stufenlos ausgestaltet sind.
PCT/EP2008/060320 2007-08-06 2008-08-06 Spaltkühlung zwischen brennkammerwand und turbinenwand einer gasturbinenanlage WO2009019282A2 (de)

Priority Applications (4)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE502008002497T DE502008002497D1 (de) 2007-08-06 2008-08-06 Spaltkühlung zwischen brennkammerwand und turbinenwand einer gasturbinenanlage
AT08786927T ATE497087T1 (de) 2007-08-06 2008-08-06 Spaltkühlung zwischen brennkammerwand und turbinenwand einer gasturbinenanlage
EP08786927A EP2179143B1 (de) 2007-08-06 2008-08-06 Spaltkühlung zwischen brennkammerwand und turbinenwand einer gasturbinenanlage
US12/699,970 US8132417B2 (en) 2007-08-06 2010-02-04 Cooling of a gas turbine engine downstream of combustion chamber

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE102007037070 2007-08-06
DE102007037070.0 2007-08-06

Related Child Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
US12/699,970 Continuation US8132417B2 (en) 2007-08-06 2010-02-04 Cooling of a gas turbine engine downstream of combustion chamber

Publications (2)

Publication Number Publication Date
WO2009019282A2 true WO2009019282A2 (de) 2009-02-12
WO2009019282A3 WO2009019282A3 (de) 2009-05-07

Family

ID=40341811

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/EP2008/060320 WO2009019282A2 (de) 2007-08-06 2008-08-06 Spaltkühlung zwischen brennkammerwand und turbinenwand einer gasturbinenanlage

Country Status (5)

Country Link
US (1) US8132417B2 (de)
EP (1) EP2179143B1 (de)
AT (1) ATE497087T1 (de)
DE (1) DE502008002497D1 (de)
WO (1) WO2009019282A2 (de)

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2248996A1 (de) 2009-05-04 2010-11-10 Alstom Technology Ltd Gasturbine
US8132417B2 (en) 2007-08-06 2012-03-13 Alstom Technology Ltd. Cooling of a gas turbine engine downstream of combustion chamber
DE102011008812A1 (de) * 2011-01-19 2012-07-19 Mtu Aero Engines Gmbh Zwischengehäuse
US9097119B2 (en) 2010-05-05 2015-08-04 Alstom Technology Ltd. Transitional region for a secondary combustion chamber of a gas turbine
US9097118B2 (en) 2010-09-08 2015-08-04 Alstom Technology Ltd. Transitional region for a combustion chamber of a gas turbine
EP2990600A1 (de) * 2014-08-29 2016-03-02 MTU Aero Engines GmbH Gasturbinen-Baugruppe

Families Citing this family (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP3071813B8 (de) * 2013-11-21 2021-04-07 Raytheon Technologies Corporation Axialsymmetrische versetzung dreidimensionaler konturierter stirnwände
WO2015088699A1 (en) * 2013-12-09 2015-06-18 United Technologies Corporation Gas turbine engine component mateface surfaces
DE102014221783A1 (de) * 2014-10-27 2016-04-28 Siemens Aktiengesellschaft Heißgaskanal
DE102014225689A1 (de) 2014-12-12 2016-07-14 MTU Aero Engines AG Strömungsmaschine mit Ringraumerweiterung und Schaufel
US10641174B2 (en) 2017-01-18 2020-05-05 General Electric Company Rotor shaft cooling
KR101958109B1 (ko) * 2017-09-15 2019-03-13 두산중공업 주식회사 가스 터빈
US10396795B1 (en) 2018-03-20 2019-08-27 Micron Technology, Inc. Boosted high-speed level shifter

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2281356A (en) 1993-08-20 1995-03-01 Rolls Royce Plc Gas turbine guide vane platform configuration
EP0902164A1 (de) 1997-09-15 1999-03-17 Asea Brown Boveri AG Plattformkühlung für Gasturbinen
US6283713B1 (en) 1998-10-30 2001-09-04 Rolls-Royce Plc Bladed ducting for turbomachinery
US20060034689A1 (en) 2004-08-11 2006-02-16 Taylor Mark D Turbine
EP1674659A2 (de) 2004-12-02 2006-06-28 General Electric Company Statorbeschaufelung mit abgerundeter Abwärtsstufe in der Plattform
EP1731711A1 (de) 2005-06-10 2006-12-13 Siemens Aktiengesellschaft Übergang zwischen Brennkammer und Turbineneinheit, Hitzeschild und Turbinenleitschaufel für eine Gasturbine
EP1741877A1 (de) 2005-07-04 2007-01-10 Siemens Aktiengesellschaft Hitzeschild und Turbinenleitschaufel für eine Gasturbine

Family Cites Families (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE3023466C2 (de) * 1980-06-24 1982-11-25 MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München Einrichtung zur Verminderung von Sekundärströmungsverlusten in einem beschaufelten Strömungskanal
GB9304994D0 (en) * 1993-03-11 1993-04-28 Rolls Royce Plc Improvements in or relating to gas turbine engines
EP1515000B1 (de) * 2003-09-09 2016-03-09 Alstom Technology Ltd Beschaufelung einer Turbomaschine mit konturierten Deckbändern
EP2179143B1 (de) 2007-08-06 2011-01-26 ALSTOM Technology Ltd Spaltkühlung zwischen brennkammerwand und turbinenwand einer gasturbinenanlage

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2281356A (en) 1993-08-20 1995-03-01 Rolls Royce Plc Gas turbine guide vane platform configuration
EP0902164A1 (de) 1997-09-15 1999-03-17 Asea Brown Boveri AG Plattformkühlung für Gasturbinen
US6283713B1 (en) 1998-10-30 2001-09-04 Rolls-Royce Plc Bladed ducting for turbomachinery
US20060034689A1 (en) 2004-08-11 2006-02-16 Taylor Mark D Turbine
EP1674659A2 (de) 2004-12-02 2006-06-28 General Electric Company Statorbeschaufelung mit abgerundeter Abwärtsstufe in der Plattform
EP1731711A1 (de) 2005-06-10 2006-12-13 Siemens Aktiengesellschaft Übergang zwischen Brennkammer und Turbineneinheit, Hitzeschild und Turbinenleitschaufel für eine Gasturbine
EP1741877A1 (de) 2005-07-04 2007-01-10 Siemens Aktiengesellschaft Hitzeschild und Turbinenleitschaufel für eine Gasturbine

Cited By (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8132417B2 (en) 2007-08-06 2012-03-13 Alstom Technology Ltd. Cooling of a gas turbine engine downstream of combustion chamber
EP2248996A1 (de) 2009-05-04 2010-11-10 Alstom Technology Ltd Gasturbine
JP2010261449A (ja) * 2009-05-04 2010-11-18 Alstom Technology Ltd ガスタービン
US8720207B2 (en) 2009-05-04 2014-05-13 Alstom Technology Ltd Gas turbine stator/rotor expansion stage having bumps arranged to locally increase static pressure
US9097119B2 (en) 2010-05-05 2015-08-04 Alstom Technology Ltd. Transitional region for a secondary combustion chamber of a gas turbine
US9097118B2 (en) 2010-09-08 2015-08-04 Alstom Technology Ltd. Transitional region for a combustion chamber of a gas turbine
DE102011008812A1 (de) * 2011-01-19 2012-07-19 Mtu Aero Engines Gmbh Zwischengehäuse
EP2665896B1 (de) * 2011-01-19 2015-06-10 MTU Aero Engines GmbH Zwischengehäuse einer Gasturbine mit einer aussen liegenden Begrenzungswand welche stromaufwärts einer Stützrippe eine in Umfangrichtung verändernde Kontur aufweist zur Verringerung der Sekundärströmungsverluste
US9382806B2 (en) 2011-01-19 2016-07-05 Mtu Aero Engines Gmbh Intermediate housing of a gas turbine having an outer bounding wall having a contour that changes in the circumferential direction upstream of a supporting rib to reduce secondary flow losses
EP2990600A1 (de) * 2014-08-29 2016-03-02 MTU Aero Engines GmbH Gasturbinen-Baugruppe
US9822706B2 (en) 2014-08-29 2017-11-21 MTU Aero Engines AG Gas turbine subassembly

Also Published As

Publication number Publication date
EP2179143B1 (de) 2011-01-26
EP2179143A2 (de) 2010-04-28
WO2009019282A3 (de) 2009-05-07
ATE497087T1 (de) 2011-02-15
US20100146988A1 (en) 2010-06-17
US8132417B2 (en) 2012-03-13
DE502008002497D1 (de) 2011-03-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP2179143B1 (de) Spaltkühlung zwischen brennkammerwand und turbinenwand einer gasturbinenanlage
EP1706597B1 (de) Strömungsmaschine mit einem axial verschiebbaren rotor
EP1515000B1 (de) Beschaufelung einer Turbomaschine mit konturierten Deckbändern
DE69105837T2 (de) Gekühlte Turbinenschaufel.
EP2918778B1 (de) Verfahren zum auslegen einer turbine
DE102012013160A1 (de) Labyrinthdichtungen
DE2507182A1 (de) Axialgasturbinenanlage
DE102007025006A1 (de) Doppelwellen-Gasturbine
DE102015219556A1 (de) Diffusor für Radialverdichter, Radialverdichter und Turbomaschine mit Radialverdichter
DE102013207452A1 (de) Gehäuseabschnitt einer Turbomaschinenverdichter- oder Turbomaschinenturbinenstufe
EP3290644B1 (de) Gasturbine
EP2126321A1 (de) Gasturbine mit einem nachleitkranz und mit einem mischer
DE102009026210A1 (de) Geschlitzter Verdichterdiffusor und zugehöriges Verfahren
EP3064706A1 (de) Leitschaufelreihe für eine axial durchströmte Strömungsmaschine
CH709266B1 (de) Turbinenschaufel und Verfahren zum Auswuchten eines Spitzendeckbandes einer Turbinenschaufel und Gasturbine.
EP2092164B1 (de) Strömungsmaschine, insbesondere gasturbine
EP3287611B1 (de) Gasturbine
DE102017212311A1 (de) Umströmungsanordung zum Anordnen im Heißgaskanal einer Strömungsmaschine
EP3492701A1 (de) Turbomaschinen-strömungskanal
EP1673519B1 (de) Dichtungsanordnung für eine gasturbine
DE102013109844A1 (de) Verfahren zur Umfangsausrichtung einer Turbine durch Umgestalten der abströmseitigen Schaufelblätter der Turbine
EP1731711A1 (de) Übergang zwischen Brennkammer und Turbineneinheit, Hitzeschild und Turbinenleitschaufel für eine Gasturbine
DE102017109952A1 (de) Rotorvorrichtung einer Strömungsmaschine
EP3495629B1 (de) Turbomaschinenströmungskanal
DE102010044483A1 (de) Blütenmischer und Strömungsmaschine mit einem derartigen Blütenmischer

Legal Events

Date Code Title Description
121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 08786927

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A2

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 2008786927

Country of ref document: EP

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE