WO2010052050A1 - Axial segmentierter leitschaufelträger für eine gasturbine - Google Patents

Axial segmentierter leitschaufelträger für eine gasturbine Download PDF

Info

Publication number
WO2010052050A1
WO2010052050A1 PCT/EP2009/061744 EP2009061744W WO2010052050A1 WO 2010052050 A1 WO2010052050 A1 WO 2010052050A1 EP 2009061744 W EP2009061744 W EP 2009061744W WO 2010052050 A1 WO2010052050 A1 WO 2010052050A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
gas turbine
guide vane
turbine
guide
vane carrier
Prior art date
Application number
PCT/EP2009/061744
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Roderich Bryk
Sascha Dungs
Nicolas Savilius
Martin Hartmann
Uwe Kahlstorf
Karl Klein
Oliver Lüsebrink
Mirko Milazar
Oliver Schneider
Shilun Sheng
Vadim Shevchenko
Gerhard Simon
Norbert Thamm
Original Assignee
Siemens Aktiengesellschaft
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Siemens Aktiengesellschaft filed Critical Siemens Aktiengesellschaft
Priority to JP2011533644A priority Critical patent/JP5596042B2/ja
Priority to EP09824439.5A priority patent/EP2342427B1/de
Priority to RU2011122612/06A priority patent/RU2508450C2/ru
Priority to US13/127,295 priority patent/US8870526B2/en
Priority to PL09824439T priority patent/PL2342427T3/pl
Priority to CN200980144348.5A priority patent/CN102216568B/zh
Publication of WO2010052050A1 publication Critical patent/WO2010052050A1/de

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
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • F01D9/041—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector using blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
    • F01D25/246—Fastening of diaphragms or stator-rings

Definitions

  • the invention relates to a guide vane carrier, in particular for a gas turbine, which consists of a number of axial segments.
  • Gas turbines are used in many areas to drive generators or work machines.
  • the energy content of a fuel is used to generate a rotational movement of a turbine shaft.
  • the fuel is burned in a combustion chamber, compressed air being supplied by an air compressor.
  • the working medium produced in the combustion chamber by the combustion of the fuel which is under high pressure and at high temperature, is guided via a turbine unit arranged downstream of the combustion chamber, where it relaxes to perform work.
  • a number of rotor blades which are usually combined into blade groups or rows of blades, are arranged thereon and drive the turbine shaft via a momentum transfer from the working medium.
  • guide vanes are usually arranged between adjacent rotor blade rows and connected to the turbine housing and combined into rows of guide blades.
  • the combustion chamber of the gas turbine can be embodied as a so-called annular combustion chamber, in which a plurality of burners arranged around the turbine shaft in the circumferential direction opens into a common combustion chamber space surrounded by a high-temperature-resistant surrounding wall.
  • the combustion chamber is designed in its entirety as an annular structure.
  • a plurality of combustion chambers Immediately adjoining the combustion chamber is generally followed by a first row of guide vanes of a turbine unit which, together with the blade row immediately downstream in the flow direction of the working medium, forms a first turbine stage of the turbine unit, which is usually followed by further turbine stages.
  • the guide vanes are each fixed to a vane support of the turbine unit via a blade root, also referred to as a platform.
  • the guide blade carrier for securing the platforms of the guide vanes comprise an insulation segment.
  • a guide ring on the guide vane support of the turbine unit is arranged in each case.
  • Such a guide ring is spaced by a radial gap of the blade tips of the fixed at the same axial position on the turbine shaft blades of the associated blade row.
  • thermodynamics an increase in the degree of efficiency can basically be achieved by increasing the outlet temperature at which the working medium leaves the combustion chamber and flows into the turbine unit. Therefore, temperatures of about 1200 0 C to 1500 0 C are sought for such gas turbines and also achieved.
  • the guide vane carrier of the gas turbine usually made of cast steel. This is suitable to withstand the high temperatures within the gas turbine and it can thus be ensured safe operation of the gas turbine.
  • the guide vanes of the gas turbine can either be fastened to a common guide vane carrier or separate axial segments are provided for each turbine stage.
  • a common guide vane carrier In any case, however, at least for large gas turbines, one or more very large castings, which require a correspondingly cost-intensive and technically complex construction.
  • the turbine vane carrier is exposed to the extremely high temperatures that require high temperature cast steel, but there is a temperature profile that has relatively small high temperature areas and a larger, low temperature, rear area.
  • the invention is therefore based on the object to provide a guide vane, which allows a technically simpler design and more flexible adaptation to the prevailing at the vane carrier temperature profile while maintaining operational safety.
  • This object is achieved according to the invention by designing at least one axial segment as a lattice structure.
  • the invention is based on the consideration that a more flexible adaptation to the temperature profile within the gas turbine could occur in the area of the guide blade carrier, in particular by different materials of the individual axial segments of the guide blade carrier.
  • high temperatures occur in particular in the region of the entanglement of the guide vanes and the ring segments, since these components cause a local heat input in the region of their attachment.
  • the foremost region of the guide blade carrier has a comparatively high compressor end temperature. set. At these points, from a thermal point of view, a relatively high quality material is necessary. For large areas of the turbine carrier, the temperature resistance of this material is not required. These areas could consist of cheaper and less expensive material.
  • the axial segments should continue to be solid in areas of low temperature. Therefore, these axial segments should be formed as a lattice structure with a plurality of tubes, rods, bars, beams, profiles or the like, ie as interconnected, arranged in the manner of a lattice structure struts.
  • Lattice structure on its inner and / or outer side provided with a sheet metal cladding For a special simple construction of the guide vane carrier is possible.
  • the embodiment with a sheet-metal-clad tubular construction can replace previously provided as castings sections of the vane support by a simpler structure, without jeopardizing the operational safety of the gas turbine. At the same time a smaller amount of material is needed.
  • the respective metal cladding on cooling air holes are also easier to manufacture than the cooling air holes required for castings, whereby a finer distribution to the subsequent ring segments can be provided by increasing the number of holes with the same cross-section or flow resistance.
  • the material of the respective axial segment and / or, where appropriate, the respective Sheet metal cladding adapted to the intended during operation local thermal and mechanical loads.
  • Such an adjustment ensures a precise matching of the material used in each case for the castings and / or the sheet metal cladding to the respective local temperature and force conditions. Areas exposed to very high temperatures should be made of a high-quality and heat-resistant material, while comparatively more favorable material can be used in the cooler areas of the guide vane carrier.
  • a number of axial segments are welded together.
  • the individual axial segments d. H. the individual lattice structures and the axial segments produced as castings a dimensionally stable and secure connection is ensured.
  • all axial segments are designed as a lattice structure.
  • a vane carrier namely the entire vane carrier may be formed as a lattice structure, where appropriate, segmentally different sheet metal panels are used on the inside.
  • segmentally different sheet metal panels are used on the inside.
  • Gas turbine is possible.
  • more favorable materials can be used in areas with lower temperature exposure and cost-intensive high-temperature materials remain restricted to the front, hot area of the gas turbine.
  • the remaining axial segments made of castings are comparatively smaller, allowing a simpler design of the vane carrier and the entire gas turbine.
  • the grid structure is less thermally conductive than a solid casting, also finds a lower heat conduction in the axial direction, in particular from the hot areas at the compressor exit in the rear cooler areas instead, thereby improving the cooling of the vane support and thus a lower axial and possibly also radial thermal Expansion is achieved.
  • this design shows great potential for further development of guide vane carriers, as more flexible thermal and mechanical requirements can be addressed.
  • the thermal expansion behavior can be set to a much better extent than before, and thus the necessary minimum gap can be reduced.
  • the guide Blade carrier 1 shows in detail a half section through a guide vane carrier 1.
  • the guide Blade carrier 1 usually conical or cylindrical shaped and consists of two segments, an upper and a lower segment, the z. B. are interconnected via flanges. Only the section through the upper segment is shown.
  • the illustrated vane carrier 1 comprises a number of axial segments 24 which are welded together to form a solid structure.
  • a number of axial segments 24 of the vane carrier 1 are formed as a grid construction 26, also called a grid structure.
  • the grid structures 26 are each provided on their inner side with a sheet metal lining 28.
  • the struts of the grid construction can be designed with a variety of profiles such as round, square or otherwise as a hollow body or in solid construction.
  • the remaining axial segments 24 are formed as castings 30.
  • the material of the cast parts 30 and the sheet metal linings 28 is in each case adapted to the thermal conditions in their respective region in the interior of the gas turbine.
  • a complete construction of the vane support 1 made of grid segments would also be possible.
  • the gas turbine 101 has a compressor 102 for combustion air, a combustion chamber 104 and a turbine unit 106 for driving the compressor 102 and a generator, not shown, or a working machine.
  • the turbine unit 106 and the compressor 102 are arranged on a common turbine shaft 108, which is also referred to as a turbine rotor, and to which the generator or the working machine is also connected and which is rotatably mounted about its central axis 109.
  • the running in the manner of an annular combustion chamber combustion chamber 104 is provided with a number of Burners 110 equipped for the combustion of a liquid or gaseous fuel.
  • the turbine unit 106 has a number of rotatable blades 112 connected to the turbine shaft 108.
  • the blades 112 are annularly disposed on the turbine shaft 108 and thus form a number of blade rows.
  • the turbine unit 106 includes a number of stationary vanes 114, which are also annularly attached to a vane support 1 of the turbine unit 106 to form rows of vanes.
  • the blades 112 serve to drive the turbine shaft 108 by momentum transfer from the turbine unit 106 flowing through the working medium M.
  • the vanes 114 serve against the flow of the working medium M between two seen in the flow direction of the working medium M consecutive blade rows or blade rings.
  • a successive pair of a ring of vanes 114 or a row of vanes and a ring of blades 112 or a blade row is also referred to as a turbine stage.
  • Each vane 114 has a platform 118, which is arranged to fix the respective vane 114 on a Leitschau- feixx 1 of the turbine unit 106 as a wall element.
  • the platform 118 is a thermally comparatively heavily loaded component, which forms the outer boundary of a hot gas channel for the turbine unit 106 flowing through the working medium M.
  • Each rotor blade 112 is fastened to the turbine shaft 108 in an analogous manner via a platform 119, also referred to as a blade root.
  • each guide ring 121 is arranged on the guide blade carrier 16 of the turbine unit 106.
  • the outer surface of each guide ring 121 is also the hot, the turbine unit 106 flowing through the working medium M and radially spaced from the outer end of the opposed blades 112 by a gap.
  • the guide rings 121 arranged between adjacent rows of guide blades serve in particular as cover elements which protect the inner housing in the guide blade carrier 1 or other housing built-in components against thermal overstress by the hot working medium M flowing through the turbine 106.
  • the combustion chamber 104 is configured in the exemplary embodiment as a so-called annular combustion chamber, in which a plurality of burners 110 arranged around the turbine shaft 108 in the circumferential direction open into a common combustion chamber space.
  • the combustion chamber 104 is configured in its entirety as an annular structure, which is positioned around the turbine shaft 108 around.
  • the leftmost axial segments 24 are made accordingly from a high temperature resistant material than in the gas channel downstream areas.
  • the lattice structure furthermore ensures good thermal insulation of the individual cast parts 30 from one another, as a result of which thermal deformations can be minimized.

Landscapes

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

Abstract

Ein Leitschaufeltrger (1), insbesondere fr eine Gasturbine (101), der aus einer Anzahl von Axialsegmenten (24) besteht, soll unter Erhaltung der betrieblichen Sicherheit eine technisch einfachere Konstruktion und flexiblere Anpassung an das am Leitschaufeltrger vorherrschende Temperaturprofil erlaubt. Dazu ist mindestens ein Axialsegment (24) als Gitterstruktur (26) ausgelegt.

Description

Beschreibung
AXIAL SEGMENTIERTER LEITSCHAUFELTRAGER FUR EINE GASTURBINE
Die Erfindung betrifft einen Leitschaufelträger, insbesondere für eine Gasturbine, der aus einer Anzahl von Axialsegmenten besteht .
Gasturbinen werden in vielen Bereichen zum Antrieb von Gene- ratoren oder von Arbeitsmaschinen eingesetzt. Dabei wird der Energieinhalt eines Brennstoffs zur Erzeugung einer Rotationsbewegung einer Turbinenwelle genutzt. Der Brennstoff wird dazu in einer Brennkammer verbrannt, wobei von einem Luftverdichter verdichtete Luft zugeführt wird. Das in der Brennkam- mer durch die Verbrennung des Brennstoffs erzeugte, unter hohem Druck und unter hoher Temperatur stehende Arbeitsmedium wird dabei über eine der Brennkammer nachgeschaltete Turbineneinheit geführt, wo es sich arbeitsleistend entspannt.
Zur Erzeugung der Rotationsbewegung der Turbinenwelle sind dabei an dieser eine Anzahl von üblicherweise in Schaufelgruppen oder Schaufelreihen zusammengefassten Laufschaufeln angeordnet, die über einen Impulsübertrag aus dem Arbeitsmedium die Turbinenwelle antreiben. Zur Strömungsführung des Arbeitsmediums in der Turbineneinheit sind zudem üblicherweise zwischen benachbarten Laufschaufelreihen mit dem Turbinengehäuse verbundene und zu Leitschaufelreihen zusammenge- fasste Leitschaufeln angeordnet.
Die Brennkammer der Gasturbine kann als so genannte Ringbrennkammer ausgeführt sein, bei der eine Vielzahl von in Um- fangsrichtung um die Turbinenwelle herum angeordneten Brennern in einen gemeinsamen, von einer hochtemperaturbeständigen Umfassungswand umgebenen Brennkammerraum mündet. Dazu ist die Brennkammer in ihrer Gesamtheit als ringförmige Struktur ausgestaltet. Neben einer einzigen Brennkammer kann auch eine Mehrzahl von Brennkammern vorgesehen sein. Unmittelbar an die Brennkammer schließt sich in der Regel eine erste Leitschaufelreihe einer Turbineneinheit an, die zusammen mit der in Strömungsrichtung des Arbeitsmediums gesehen unmittelbar nachfolgenden Laufschaufelreihe eine erste Turbinenstufe der Turbineneinheit bildet, welcher üblicherweise weitere Turbinenstufen nachgeschaltet sind.
Die Leitschaufeln sind dabei jeweils über einen auch als Plattform bezeichneten Schaufelfuß an einem Leitschaufelträ- ger der Turbineneinheit fixiert. Dabei kann der Leitschaufelträger zur Befestigung der Plattformen der Leitschaufeln ein Isolationssegment umfassen. Zwischen den in axialer Richtung der Gasturbine voneinander beabstandet angeordneten Plattformen der Leitschaufeln zweier benachbarter Leitschaufelreihen ist jeweils ein Führungsring am Leitschaufelträger der Turbineneinheit angeordnet. Ein derartiger Führungsring ist durch einen Radialspalt von den Schaufelspitzen der an gleicher axialer Position an der Turbinenwelle fixierten Laufschaufeln der zugehörigen Laufschaufelreihe beabstandet. Damit bilden die Plattformen der Leitschaufeln und die ihrerseits gegebenenfalls in Umfangsrichtung der Gasturbine segmentiert ausgeführten Führungsringe eine Anzahl von die äußere Begrenzung eines Strömungskanals für das Arbeitsmedium darstellenden Wandelementen der Turbineneinheit.
Bei der Auslegung derartiger Gasturbinen ist zusätzlich zur erreichbaren Leistung üblicherweise ein besonders hoher Wirkungsgrad ein Auslegungsziel. Eine Erhöhung des Wirkungsgrades lässt sich dabei aus thermodynamischen Gründen grundsätz- lieh durch eine Erhöhung der Austrittstemperatur erreichen, mit der das Arbeitsmedium aus der Brennkammer ab- und in die Turbineneinheit einströmt. Daher werden Temperaturen von etwa 1200 0C bis 1500 0C für derartige Gasturbinen angestrebt und auch erreicht.
Bei derartig hohen Temperaturen des Arbeitsmediums sind jedoch die diesem ausgesetzten Komponenten und Bauteile hohen thermischen Belastungen ausgesetzt. Daher ist insbesondere der Leitschaufelträger der Gasturbine üblicherweise aus Gussstahl gefertigt. Dieser ist geeignet, den hohen Temperaturen innerhalb der Gasturbine zu widerstehen und es kann somit ein sicherer Betrieb der Gasturbine gewährleistet werden.
Je nach Auslegungsziel der Gasturbine können dabei die Leitschaufeln der Gasturbine entweder an einem gemeinsamen Leitschaufelträger befestigt werden oder es sind für jede Turbinenstufe separate Axialsegmente vorgesehen. In jedem Fall er- geben sich jedoch zumindest bei großen Gasturbinen ein oder mehrere sehr große Gussteile, die eine entsprechend kostenintensive und technisch aufwändige Konstruktion erfordern. Weiterhin ist nicht der gesamte Turbinenleitschaufelträger den extrem hohen Temperaturen ausgesetzt, die einen hochwär- mefesten Gussstahl erfordern, sondern es liegt ein Temperaturprofil vor, das vergleichsweise kleine Bereiche mit hohen Temperaturen sowie einen größeren, hinteren Bereich mit niedrigen Temperaturen aufweist.
Der Erfindung liegt daher die Aufgabe zugrunde, einen Leitschaufelträger anzugeben, der unter Erhaltung der betrieblichen Sicherheit eine technisch einfachere Konstruktion und flexiblere Anpassung an das am Leitschaufelträger vorherrschende Temperaturprofil erlaubt.
Diese Aufgabe wird erfindungsgemäß gelöst, indem mindestens ein Axialsegment als Gitterstruktur ausgelegt ist.
Die Erfindung geht dabei von der Überlegung aus, dass eine flexiblere Anpassung an das Temperaturprofil innerhalb der Gasturbine im Bereich des Leitschaufelträgers insbesondere durch unterschiedliche Materialien der einzelnen Axialsegmente des Leitschaufelträgers geschehen könnte. Dabei treten hohe Temperaturen insbesondere im Bereich der Verhakung der Leitschaufeln und der Ringsegmente auf, da diese Bauteile einen lokalen Wärmeeintrag im Bereich ihrer Befestigung verursachen. Weiterhin ist der vorderste Bereich des Leitschaufelträgers vergleichsweise hoher Verdichterendtemperatur aus- gesetzt. An diesen Stellen ist aus thermischer Sicht ein relativ hochwertiger Werkstoff notwendig. Für große Bereiche des Turbinenträgers ist die Temperaturbeständigkeit dieses Werkstoffs jedoch nicht erforderlich. Diese Bereiche könnten aus günstigerem und weniger aufwändigem Material bestehen. Um weiterhin das Gewicht des Leitschaufelträgers zu reduzieren und so eine einfachere Konstruktion der Gasturbine zu ermöglichen, sollten die Axialsegmente in Bereichen niedriger Temperatur weiterhin nicht massiv ausgeführt sein. Daher sollten diese Axialsegmente als Gitterstruktur mit einer Vielzahl von Rohren, Stäben, Stangen, Balken, Profilen oder ähnlichen ausgebildet sein, d. h. als miteinander verbundene, in der Art einer Gitterrohrstruktur angeordnete Streben.
In vorteilhafter Ausgestaltung ist die jeweilige
Gitterstruktur an ihrer Innen- und/oder Außenseite mit einer Blechverkleidung versehen. Damit ist eine besondere einfache Konstruktion des Leitschaufelträgers möglich. Die Ausgestaltung mit einer blechverkleideten Gitterrohrkonstruktion kann bislang als Gussteile vorgesehene Abschnitte des Leitschaufelträgers durch eine einfachere Struktur ersetzen, ohne dabei die betriebliche Sicherheit der Gasturbine zu gefährden. Gleichzeitig ist damit eine geringere Menge an Werkstoff nötig.
Vorteilhafterweise weist die jeweilige Blechverkleidung Kühlluftlöcher auf. Durch diese Löcher tritt Sekundärluft, womit eine besonders einfache und zuverlässige Kühlung der aus Blech gefertigten Innenseite des Leitschaufelträgers gewähr- leistet ist. Diese Löcher sind zudem einfacher zu fertigen als die bei Gussteilen notwendigen Kühlluftbohrungen, wodurch auch durch eine Vergrößerung der Anzahl der Löcher bei gleichem Querschnitt bzw. Strömungswiderstand eine feinere Verteilung auf die nachfolgenden Ringsegmente vorgesehen werden kann.
In weiterer vorteilhafter Ausgestaltung ist das Material des jeweiligen Axialsegments und/oder gegebenenfalls der jeweili- gen Blechverkleidung an die im Betrieb vorgesehenen lokalen thermischen und mechanischen Belastungen angepasst. Durch eine derartige Anpassung ist eine genaue Abstimmung des jeweils verwendeten Materials für die Gussteile und/oder der Blechverkleidungen auf die jeweiligen lokalen Temperatur- und Kraftverhältnisse gewährleistet. Mit besonders hohen Temperaturen beaufschlagte Bereiche sollten aus einem besonders hochwertigen und hitzefesten Werkstoff gefertigt werden, während in den kühleren Bereichen des Leitschaufelträgers ver- gleichsweise günstigeres Material verwendet werden kann.
Vorteilhafterweise ist eine Anzahl von Axialsegmenten miteinander verschweißt. Durch eine Verschweißung der einzelnen Axialsegmente, d. h. der einzelnen Gitterstrukturen und der als Gussteile gefertigten Axialsegmente wird eine formstabile und sichere Verbindung gewährleistet.
In weiterer vorteilhafter Ausgestaltung sind alle Axialsegmente als Gitterstruktur ausgelegt. Für eine ganz besonders einfache Konstruktion eines Leitschaufelträgers kann nämlich der gesamte Leitschaufelträger als Gitterstruktur ausgebildet sein, wobei gegebenenfalls segmentweise unterschiedliche Blechverkleidungen an der Innenseite zum Einsatz kommen. Dadurch ist eine noch einfachere Konstruktion des Leitschaufel- trägers und damit der Gasturbine möglich.
Vorteilhafterweise umfasst eine Gasturbine einen derartigen Leitschaufelträger sowie eine Gas- und Dampfturbinenanlage eine Gasturbine mit einem derartigen Leitschaufelträger.
Die mit der Erfindung verbundenen Vorteile bestehen insbesondere darin, dass durch die Auslegung eines Axialsegments eines Leitschaufelträgers als Gitterstruktur eine technisch wesentlich einfachere, leichtere und kostengünstigere Kons- truktion eines Leitschaufelträgers und damit der gesamten
Gasturbine möglich wird. Insbesondere können in Bereichen mit niedrigerer Temperaturbeaufschlagung günstigere Werkstoffe verwendet werden und kostenintensive Hochtemperaturwerkstoffe bleiben auf dem vorderen, heißen Bereich der Gasturbine beschränkt. Weiterhin sind die verbleibenden, aus Gussteilen gefertigten Axialsegmente vergleichsweise kleiner, wodurch eine einfachere Konstruktion des Leitschaufelträgers und der gesamten Gasturbine ermöglicht wird.
Da die Gitterstruktur schlechter wärmeleitend ist als ein massives Gussteil, findet zudem eine geringere Wärmeleitung in axialer Richtung insbesondere von den heißen Bereichen am Verdichteraustritt in die hinteren kühleren Bereiche statt, wodurch eine verbesserte Kühlung des Leitschaufelträgers und dadurch eine geringere axiale und unter Umständen auch radiale thermische Ausdehnung erzielt wird. Damit zeigt diese Ausführung großes Potential für weiter zu entwickelnde Leit- schaufelträger, da flexibler auf thermische und mechanische Anforderungen eingegangen werden kann. Im vorderen Bereich des Turbinenleitschaufelträgers liegen außerordentlich hohe Anforderungen an die Einhaltung der Spalte zu den Leit- und Laufschaufeln vor, um den Turbinenwirkungsgrad sicherzustel- len. Mit der Segmentierung durch die Gitterkonstruktion kann das thermische Ausdehnungsverhalten in sehr viel besserem Maße als bisher eingestellt und somit der notwendige Mindestspalt verkleinert werden.
Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung wird anhand einer Zeichnung näher erläutert. Darin zeigen:
FIG 1 einen Halbschnitt durch die obere Hälfte eines
Leitschaufelträgers, welcher aus einer Anzahl von Axialsegmenten besteht, und
FIG 2 einen Halbschnitt durch eine Gasturbine.
Gleiche Teile sind in beiden Figuren mit denselben Bezugszei- chen versehen.
FIG 1 zeigt im Detail einen Halbschnitt durch einen Leitschaufelträger 1. Bei stationären Gasturbinen ist der Leit- schaufelträger 1 üblicherweise konisch oder zylindrisch geformt und besteht aus zwei Segmenten, einem oberen und einem unteren Segment, die z. B. über Flansche miteinander verbunden sind. Dabei ist nur der Schnitt durch das obere Segment gezeigt.
Der gezeigte Leitschaufelträger 1 umfasst eine Anzahl von Axialsegmenten 24, welche zur Bildung einer festen Struktur miteinander verschweißt sind. Um eine einfachere und leichte- re Konstruktion des Leitschaufelträgers 1 zu ermöglichen, die sich zudem flexibel an die Temperaturverhältnisse im Inneren der Gasturbine 101 anpassen lässt, ist eine Anzahl von Axialsegmenten 24 des Leitschaufelträgers 1 als Gitterkonstruktion 26, auch Gitterstruktur genannt ausgebildet. Die Gitterkonstruktionen 26 sind jeweils an ihrer Innenseite mit einer Blechverkleidung 28 versehen. Die Streben der Gitterkonstruktion können mit unterschiedlichsten Profilen wie rund, viereckig oder sonst wie als Hohlkörper oder in massiver Bauform ausgebildet sein.
Die übrigen Axialsegmente 24 sind als Gussteile 30 ausgebildet. Dabei ist das Material der Gussteile 30 und der Blechverkleidungen 28 jeweils an die thermischen Verhältnisse in ihrem jeweiligen Bereich im Inneren der Gasturbine angepasst. Alternativ zur gezeigten Figur wäre auch eine komplette Konstruktion des Leitschaufelträgers 1 aus Gittersegmenten möglich.
Die Gasturbine 101 gemäß FIG 2 weist einen Verdichter 102 für Verbrennungsluft, eine Brennkammer 104 sowie eine Turbineneinheit 106 zum Antrieb des Verdichters 102 und eines nicht dargestellten Generators oder einer Arbeitsmaschine auf. Dazu sind die Turbineneinheit 106 und der Verdichter 102 auf einer gemeinsamen, auch als Turbinenläufer bezeichneten Turbinen- welle 108 angeordnet, mit der auch der Generator bzw. die Arbeitsmaschine verbunden ist, und die um ihre Mittelachse 109 drehbar gelagert ist. Die in der Art einer Ringbrennkammer ausgeführte Brennkammer 104 ist mit einer Anzahl von Brennern 110 zur Verbrennung eines flüssigen oder gasförmigen Brennstoffs bestückt.
Die Turbineneinheit 106 weist eine Anzahl von mit der Turbi- nenwelle 108 verbundenen, rotierbaren Laufschaufeln 112 auf. Die Laufschaufeln 112 sind kranzförmig an der Turbinenwelle 108 angeordnet und bilden somit eine Anzahl von Laufschaufelreihen. Weiterhin umfasst die Turbineneinheit 106 eine Anzahl von feststehenden Leitschaufeln 114, die ebenfalls kranzför- mig unter der Bildung von Leitschaufelreihen an einem Leitschaufelträger 1 der Turbineneinheit 106 befestigt sind. Die Laufschaufeln 112 dienen dabei zum Antrieb der Turbinenwelle 108 durch Impulsübertrag vom die Turbineneinheit 106 durchströmenden Arbeitsmedium M. Die Leitschaufeln 114 dienen hin- gegen zur Strömungsführung des Arbeitsmediums M zwischen jeweils zwei in Strömungsrichtung des Arbeitsmediums M gesehen aufeinander folgenden Laufschaufelreihen oder Laufschaufelkränzen. Ein aufeinander folgendes Paar aus einem Kranz von Leitschaufeln 114 oder einer Leitschaufelreihe und aus einem Kranz von Laufschaufeln 112 oder einer Laufschaufelreihe wird dabei auch als Turbinenstufe bezeichnet.
Jede Leitschaufel 114 weist eine Plattform 118 auf, die zur Fixierung der jeweiligen Leitschaufel 114 an einem Leitschau- feiträger 1 der Turbineneinheit 106 als Wandelement angeordnet ist. Die Plattform 118 ist dabei ein thermisch vergleichsweise stark belastetes Bauteil, das die äußere Begrenzung eines Heißgaskanals für das die Turbineneinheit 106 durchströmende Arbeitsmedium M bildet. Jede Laufschaufei 112 ist in analoger Weise über eine auch als Schaufelfuß bezeichnete Plattform 119 an der Turbinenwelle 108 befestigt.
Zwischen den beabstandet voneinander angeordneten Plattformen 118 der Leitschaufeln 114 zweier benachbarter Leitschaufel- reihen ist jeweils ein Führungsring 121 an dem Leitschaufelträger 16 der Turbineneinheit 106 angeordnet. Die äußere Oberfläche jedes Führungsrings 121 ist dabei ebenfalls dem heißen, die Turbineneinheit 106 durchströmenden Arbeitsmedium M ausgesetzt und in radialer Richtung vom äußeren Ende der ihm gegenüber liegenden Laufschaufeln 112 durch einen Spalt beabstandet. Die zwischen benachbarten Leitschaufelreihen angeordneten Führungsringe 121 dienen dabei insbesondere als Abdeckelemente, die das Innengehäuse im Leitschaufelträger 1 oder andere Gehäuse-Einbauteile vor einer thermischen Überbeanspruchung durch das die Turbine 106 durchströmende heiße Arbeitsmedium M schützen.
Die Brennkammer 104 ist im Ausführungsbeispiel als so genannte Ringbrennkammer ausgestaltet, bei der eine Vielzahl von in Umfangsrichtung um die Turbinenwelle 108 herum angeordneten Brennern 110 in einen gemeinsamen Brennkammerraum münden. Dazu ist die Brennkammer 104 in ihrer Gesamtheit als ringförmige Struktur ausgestaltet, die um die Turbinenwelle 108 herum positioniert ist.
Durch Verwendung eines Leitschaufelträgers 1 der oben angegebenen Ausgestaltung ist eine optimale Abstimmung des Mate- rials auf die Temperaturverhältnisse im Inneren der Gasturbine 101 gewährleistet. Näher am Verdichter liegende Teile, die mit einer entsprechend höheren Temperatur beaufschlagt werden, d. h. in der FIG 2 die am weitesten links liegenden Axialsegmente 24 werden entsprechend aus einem hochtemperatur- beständigeren Werkstoff gefertigt als im Gaskanal nachgeschaltete Bereiche. Durch die Gitterstruktur ist weiterhin eine gute thermische Isolierung der einzelnen Gussteile 30 voneinander gewährleistet, wodurch thermische Verformungen minimiert werden können.

Claims

Patentansprüche
1. Leitschaufelträger (1), insbesondere für eine Gasturbine (1), der aus einer Anzahl von Axialsegmenten (24) besteht, wobei mindestens ein Axialsegment (24) als Gitterstruktur (26) ausgelegt ist.
2. Leitschaufelträger (1) nach Anspruch 1, bei dem die jeweilige Gitterstruktur (26) an ihrer Innen- und/oder Außenseite mit einer Blechverkleidung (28) versehen ist.
3. Leitschaufelträger (1) nach Anspruch 2, bei dem in die jeweilige Blechverkleidung (28) Kühlluftlöcher aufweist.
4. Leitschaufelträger (1) nach einem der Ansprüche 1 bis 3, bei dem das Material des jeweiligen Axialsegments (24) und/oder gegebenenfalls der jeweiligen Blechverkleidung
(28) an die im Betrieb vorgesehenen lokalen thermischen und mechanischen Belastungen angepasst ist.
5. Leitschaufelträger (1) nach einem der Ansprüche 1 bis 4, bei dem eine Anzahl von Axialsegmenten (24) miteinander verschweißt ist.
6. Leitschaufelträger (1) nach einem der Ansprüche 1 bis 5, bei dem alle Axialsegmente (24) als Gitterstruktur (28) ausgelegt sind.
7. Leitschaufelträger (1) nach einem der Ansprüche 1 bis 6, bei dem die Gitterstruktur als Gitterrohrstruktur ausgebildet ist.
8. Gasturbine (101) mit einem Leitschaufelträger (1) nach einem der Ansprüche 1 bis 7. Gas- und Dampfturbinenanlage mit einer Gasturbine (I' nach Anspruch 8.
PCT/EP2009/061744 2008-11-05 2009-09-10 Axial segmentierter leitschaufelträger für eine gasturbine WO2010052050A1 (de)

Priority Applications (6)

Application Number Priority Date Filing Date Title
JP2011533644A JP5596042B2 (ja) 2008-11-05 2009-09-10 ガスタービン用の軸方向に区分化されたガイドベーンマウント
EP09824439.5A EP2342427B1 (de) 2008-11-05 2009-09-10 Axial segmentierter leitschaufelträger für eine gasturbine
RU2011122612/06A RU2508450C2 (ru) 2008-11-05 2009-09-10 Сегментированная в осевом направлении обойма направляющих лопаток для газовой турбины, а также газовая турбина и газопаровая турбинная установка с сегментированной обоймой направляющих лопаток
US13/127,295 US8870526B2 (en) 2008-11-05 2009-09-10 Axially segmented guide vane mount for a gas turbine
PL09824439T PL2342427T3 (pl) 2008-11-05 2009-09-10 Dźwigar łopatek kierujących złożony z segmentów osiowych dla turbiny gazowej
CN200980144348.5A CN102216568B (zh) 2008-11-05 2009-09-10 用于燃气轮机的轴向段的导向叶片支架

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP08019365.9 2008-11-05
EP08019365A EP2184445A1 (de) 2008-11-05 2008-11-05 Axial segmentierter Leitschaufelträger für einen Gasturbine

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2010052050A1 true WO2010052050A1 (de) 2010-05-14

Family

ID=40497476

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/EP2009/061744 WO2010052050A1 (de) 2008-11-05 2009-09-10 Axial segmentierter leitschaufelträger für eine gasturbine

Country Status (7)

Country Link
US (1) US8870526B2 (de)
EP (2) EP2184445A1 (de)
JP (1) JP5596042B2 (de)
CN (1) CN102216568B (de)
PL (1) PL2342427T3 (de)
RU (1) RU2508450C2 (de)
WO (1) WO2010052050A1 (de)

Families Citing this family (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2014105109A1 (en) 2012-12-28 2014-07-03 United Technologies Corporation Gas turbine engine component having vascular engineered lattice structure
US10018052B2 (en) 2012-12-28 2018-07-10 United Technologies Corporation Gas turbine engine component having engineered vascular structure
US10094287B2 (en) 2015-02-10 2018-10-09 United Technologies Corporation Gas turbine engine component with vascular cooling scheme
US10077664B2 (en) 2015-12-07 2018-09-18 United Technologies Corporation Gas turbine engine component having engineered vascular structure
US10557464B2 (en) 2015-12-23 2020-02-11 Emerson Climate Technologies, Inc. Lattice-cored additive manufactured compressor components with fluid delivery features
US10634143B2 (en) * 2015-12-23 2020-04-28 Emerson Climate Technologies, Inc. Thermal and sound optimized lattice-cored additive manufactured compressor components
US10982672B2 (en) 2015-12-23 2021-04-20 Emerson Climate Technologies, Inc. High-strength light-weight lattice-cored additive manufactured compressor components
US10221694B2 (en) 2016-02-17 2019-03-05 United Technologies Corporation Gas turbine engine component having vascular engineered lattice structure
US10774653B2 (en) 2018-12-11 2020-09-15 Raytheon Technologies Corporation Composite gas turbine engine component with lattice structure
US20210332756A1 (en) * 2020-04-24 2021-10-28 General Electric Company Methods and apparatus for gas turbine frame flow path hardware cooling
US11512611B2 (en) * 2021-02-09 2022-11-29 General Electric Company Stator apparatus for a gas turbine engine

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1051244A (de) * 1962-10-09
CH417637A (de) * 1960-09-28 1966-07-31 Licentia Gmbh Mehrstufige, axial beaufschlagte Dampf- oder Gasturbine
GB2378730A (en) * 2001-08-18 2003-02-19 Rolls Royce Plc Cooling of shroud segments of turbines
WO2005008032A1 (de) * 2003-07-11 2005-01-27 Mtu Aero Engines Gmbh Leichtbau-schaufel für eine gasturbine sowie verfahren zur herstlellung derselben

Family Cites Families (40)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB417637A (en) 1934-02-05 1934-10-09 Otto Dietrich Rohrleitungsbau Improvements relating to high pressure pipe joints
CH421142A (de) * 1965-01-12 1966-09-30 Escher Wyss Ag Gehäuse für eine Gas- oder Dampfturbine
CH425341A (de) * 1965-07-23 1966-11-30 Bbc Brown Boveri & Cie Gasturbine mit Kühlung der Schaufelträger
CS163820B1 (de) * 1966-09-23 1975-11-07
US3742705A (en) * 1970-12-28 1973-07-03 United Aircraft Corp Thermal response shroud for rotating body
JPS541703A (en) * 1977-06-06 1979-01-08 Hitachi Ltd Diaphragm of steel plate structure
GB2053367B (en) * 1979-07-12 1983-01-26 Rolls Royce Cooled shroud for a gas turbine engine
SU1263777A1 (ru) * 1984-04-12 1986-10-15 Центральный Ордена Трудового Красного Знамени Научно-Исследовательский И Проектный Институт Строительных Металлоконструкций Им.Н.П.Мельникова Сварной узел трубчатых стержней
DE3509193A1 (de) * 1985-03-14 1986-09-25 MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München Stroemungsmaschine mit innengehaeuse
JPS62182444A (ja) * 1986-02-07 1987-08-10 Hitachi Ltd ガスタ−ビン冷却空気制御方法及び装置
US4863341A (en) * 1988-05-13 1989-09-05 Westinghouse Electric Corp. Turbine having semi-isolated inlet
US4920742A (en) * 1988-05-31 1990-05-01 General Electric Company Heat shield for gas turbine engine frame
US4826397A (en) * 1988-06-29 1989-05-02 United Technologies Corporation Stator assembly for a gas turbine engine
US5104285A (en) * 1990-10-18 1992-04-14 Westinghouse Electric Corp. Low pressure inlet ring subassembly with integral staybars
FR2679296B1 (fr) * 1991-07-17 1993-10-15 Snecma Plate-forme separee inter-aube pour disque ailete de rotor de turbomachine.
FR2685936A1 (fr) * 1992-01-08 1993-07-09 Snecma Dispositif de controle des jeux d'un carter de compresseur de turbomachine.
US5391052A (en) * 1993-11-16 1995-02-21 General Electric Co. Impingement cooling and cooling medium retrieval system for turbine shrouds and methods of operation
JPH07324601A (ja) * 1994-05-31 1995-12-12 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 蒸気タービンの仕切板構造
GB9709086D0 (en) * 1997-05-07 1997-06-25 Rolls Royce Plc Gas turbine engine cooling apparatus
JP3564266B2 (ja) * 1997-07-22 2004-09-08 三菱重工業株式会社 ガスタービン静翼の支持構造
US6179560B1 (en) * 1998-12-16 2001-01-30 United Technologies Corporation Turbomachinery module with improved maintainability
GB2348466B (en) * 1999-03-27 2003-07-09 Rolls Royce Plc A gas turbine engine and a rotor for a gas turbine engine
JP2002309906A (ja) * 2001-04-11 2002-10-23 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 蒸気冷却型ガスタービン
JP3825279B2 (ja) * 2001-06-04 2006-09-27 三菱重工業株式会社 ガスタービン
FR2829176B1 (fr) * 2001-08-30 2005-06-24 Snecma Moteurs Carter de stator de turbomachine
US6514041B1 (en) * 2001-09-12 2003-02-04 Alstom (Switzerland) Ltd Carrier for guide vane and heat shield segment
EP1306521A1 (de) * 2001-10-24 2003-05-02 Siemens Aktiengesellschaft Laufschaufel für eine Gasturbine und Gasturbine mit einer Anzahl von Laufschaufeln
US6886343B2 (en) * 2003-01-15 2005-05-03 General Electric Company Methods and apparatus for controlling engine clearance closures
US7370467B2 (en) * 2003-07-29 2008-05-13 Pratt & Whitney Canada Corp. Turbofan case and method of making
DE102004016222A1 (de) * 2004-03-26 2005-10-06 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Anordnung zur selbsttätigen Laufspalteinstellung bei einer zwei- oder mehrstufigen Turbine
US7007488B2 (en) * 2004-07-06 2006-03-07 General Electric Company Modulated flow turbine nozzle
SE527732C2 (sv) * 2004-10-07 2006-05-23 Volvo Aero Corp Ett hölje för omslutande av en gasturbinkomponent
US7217089B2 (en) * 2005-01-14 2007-05-15 Pratt & Whitney Canada Corp. Gas turbine engine shroud sealing arrangement
FR2891300A1 (fr) * 2005-09-23 2007-03-30 Snecma Sa Dispositif de controle de jeu dans une turbine a gaz
EP1990507B1 (de) * 2006-03-02 2015-04-15 IHI Corporation Prallkühlungsstruktur
US7610763B2 (en) * 2006-05-09 2009-11-03 United Technologies Corporation Tailorable design configuration topologies for aircraft engine mid-turbine frames
US7798775B2 (en) * 2006-12-21 2010-09-21 General Electric Company Cantilevered nozzle with crowned flange to improve outer band low cycle fatigue
DE102008000284A1 (de) * 2007-03-02 2008-09-04 Alstom Technology Ltd. Dampfturbine
FR2923525B1 (fr) * 2007-11-13 2009-12-18 Snecma Etancheite d'un anneau de rotor dans un etage de turbine
GB2462581B (en) * 2008-06-25 2010-11-24 Rolls Royce Plc Rotor path arrangements

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CH417637A (de) * 1960-09-28 1966-07-31 Licentia Gmbh Mehrstufige, axial beaufschlagte Dampf- oder Gasturbine
GB1051244A (de) * 1962-10-09
GB2378730A (en) * 2001-08-18 2003-02-19 Rolls Royce Plc Cooling of shroud segments of turbines
WO2005008032A1 (de) * 2003-07-11 2005-01-27 Mtu Aero Engines Gmbh Leichtbau-schaufel für eine gasturbine sowie verfahren zur herstlellung derselben

Also Published As

Publication number Publication date
PL2342427T3 (pl) 2013-11-29
CN102216568A (zh) 2011-10-12
EP2342427B1 (de) 2013-06-19
EP2184445A1 (de) 2010-05-12
RU2011122612A (ru) 2012-12-20
EP2342427A1 (de) 2011-07-13
US8870526B2 (en) 2014-10-28
US20110268580A1 (en) 2011-11-03
JP5596042B2 (ja) 2014-09-24
JP2012507652A (ja) 2012-03-29
CN102216568B (zh) 2015-11-25
RU2508450C2 (ru) 2014-02-27

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP2342427B1 (de) Axial segmentierter leitschaufelträger für eine gasturbine
EP1443275B1 (de) Brennkammer
EP2342425B1 (de) Gasturbine mit sicherungsplatte zwischen schaufelfuss und scheibe
EP1947293A1 (de) Leitschaufel für eine Gasturbine
EP2344723B1 (de) Gasturbine mit dichtplatten an der turbinenscheibe
EP2211023A1 (de) Leitschaufelsystem für eine Strömungsmaschine mit segmentiertem Leitschaufelträger
EP1724526A1 (de) Brennkammerschale, Gasturbinenanlage und Verfahren zum An- oder Abfahren einer Gasturbinenanlage
EP2347101B1 (de) Gasturbine und zugehörige Gas- bzw. Dampfturbinenanlage
EP2206885A1 (de) Gasturbine
EP2347100B1 (de) Gasturbine mit kühleinsatz
EP1744014A1 (de) Befestigungseinrichtung der Turbinenleitschaufeln einer Gasturbinenanlage
EP2196628A1 (de) Leitschaufelträger
EP1731715A1 (de) Übergangsbereich zwischen einer Brennkammer und einer Turbineneinheit
EP2823154B1 (de) Kühlmittelüberbrückungsleitung, zugehörige turbinenschaufel, gasturbine und kraftwerksanlage
EP1398569A1 (de) Gasturbine
EP1429077B1 (de) Gasturbine
EP2218882A1 (de) Leitschaufelträgersystem
WO2006072528A1 (de) Gasturbine mit einem vordrallerzeuger sowie ein verfahren zum betreiben einer gasturbine
EP2184449A1 (de) Leitschaufelträger, und Gasturbine und Gas- bzw. Dampfturbinenanlage mit solchem Leitschaufelträger
EP2352909B1 (de) Leitschaufelträger
EP2194236A1 (de) Turbinengehäuse
EP1329594A1 (de) Regelung des Blattspitzenspalts einer Gasturbine
EP2218880A1 (de) Aktives Spaltkontrollsystem für Gasturbinen
EP1420208A1 (de) Brennkammer
EP2236761A1 (de) Leitschaufelträger

Legal Events

Date Code Title Description
WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 200980144348.5

Country of ref document: CN

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 1005961.6

Country of ref document: GB

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

Ref document number: 09824439

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 2009824439

Country of ref document: EP

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 1725/KOLNP/2011

Country of ref document: IN

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 2011533644

Country of ref document: JP

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 2011122612

Country of ref document: RU

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 13127295

Country of ref document: US