WO2017144207A1 - Gasturbine mit kühlung über die hintere hohlwelle - Google Patents

Gasturbine mit kühlung über die hintere hohlwelle Download PDF

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WO2017144207A1
WO2017144207A1 PCT/EP2017/051321 EP2017051321W WO2017144207A1 WO 2017144207 A1 WO2017144207 A1 WO 2017144207A1 EP 2017051321 W EP2017051321 W EP 2017051321W WO 2017144207 A1 WO2017144207 A1 WO 2017144207A1
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turbine
gas
cooling air
gas turbine
channels
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PCT/EP2017/051321
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French (fr)
Inventor
Karsten Kolk
Peter Kury
Sebastian Stock
Original Assignee
Siemens Aktiengesellschaft
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Publication date
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
    • F01D5/08—Heating, heat-insulating or cooling means
    • F01D5/085—Heating, heat-insulating or cooling means cooling fluid circulating inside the rotor
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
    • F01D5/08—Heating, heat-insulating or cooling means
    • F01D5/081—Cooling fluid being directed on the side of the rotor disc or at the roots of the blades
    • F01D5/082—Cooling fluid being directed on the side of the rotor disc or at the roots of the blades on the side of the rotor disc
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/60—Shafts
    • F05D2240/61—Hollow

Definitions

  • the present invention relates to a gas turbine whose Tur ⁇ binenabrough over the rear hollow shaft with cooling air ver ⁇ ensures may be.
  • cooling measures are often a cooling medium, typically cooling air or water vapor, in particular introduced into the rotie ⁇ - saving system and this discharged after thermal contact with the components to be cooled to the outside.
  • a sufficiently large flow of cooling medium is to be introduced into the turbine section and, once the thermal contact has taken place, removed again. The introduction and removal should be done here largely efficiently, so that the gas turbine undergoes no undesirable loss of efficiency.
  • cooling air which is obtained from an internal withdrawal
  • cooling air which comes from an external removal.
  • cooling air is typically taken in the radial direction at the compressor of the gas turbine and fed to the turbine section via a suitable internal line path.
  • the Lei ⁇ processing sections are usually performed separately from each other within the gas ⁇ turbine housing.
  • compressor air are guided targeted to the Turbi ⁇ nenabites. Since the pressures required to supply the individual turbine stages in the turbine section are different, less compressed air from the compressor is typically directed to the rear of the turbine section, and relatively more compressed air from the compressor to the front stages of the turbine section.
  • Cooling air can be conditioned so that it can be adjusted suitable for the individual turbine stages of the turbine section in terms of their physical parameters.
  • a gas turbine having a turbine section with at least three turbine stages, comprising a rear hollow shaft, which is non-positively connected to a turbine disk of the rear turbine stage, and which hollow shaft has at least two mutually sealed channels are designed to introduce cooling air against the flow direction of the hot gas in the turbine section of the gas turbine.
  • the turbine section as is easy understand clearly demand for the skilled person, in this case to be understood as expansion turbine of the gas turbine ⁇ .
  • a turbine stage of this turbine section has a series of radially disposed turbine blades which are rotationally mounted in the gas turbine. The turbine blades are typically arranged on turbine disks for this purpose.
  • the Turbine stages are each associated with a depressurization pressure level of the hot gas. The turbine stage with the highest pressure level is the one which is exposed to the greatest thermal loading . This is the first or front turbine stage.
  • the turbine stage, after which the expanded hot gas is discharged as exhaust gas from the gas turbine is the rear or last turbine stage and undergoes the least thermal stress.
  • the so-called rear hollow shaft is mounted on the exhaust gas side of the gas turbine. It thus differs from the front hollow shaft, which is arranged in the region of the inlet opening of the gas turbine.
  • the hot gas is conducted as a working medium in the gas turbine, with the thermal
  • the rear hollow shaft is connected directly or indirectly to the turbine disk of the rearmost turbine stage in a force-locking manner.
  • the connection is in this case designed to be detachable in the normal case, so that both can be separated from each other during maintenance work.
  • cooling air is supplied to the turbine section via the rear hollow shaft.
  • these channels are ver ⁇ provides by suitable conduit systems from the outside with cooling air.
  • the cooling air may, for example, be provided by an external compressor or it may also be discharged as makeup air via an external removal from the compressor of the gas turbine in question.
  • the connection of the line system for the cooling air to the channels in the rear hollow shaft requires a ge ⁇ suitable sealing.
  • cooling air can be fed into different regions of the turbine section under Various ⁇ NEN pressures.
  • the two cooling air streams can also be conditioned differently with respect to their physical parameters.
  • cooling air is to be supplied from the outside to the respective channel, wherein, for example, the pressure conditioning has already taken place before being fed to the respective channel.
  • the cooling air then flows counter to the flow direction of the hot gas in the turbine section so far in the areas to be cooled, that they can be supplied with ⁇ reaching cooling capacity.
  • the cooling air is then brought via definedde Kunststoffab ⁇ sections with the respective components to be cooled in thermal see contact and then fed back into the hot gas stream ⁇ for removal from the turbine section. Consequently, the turbine section can each area of the turbine section suitably conditioned cooling air, especially at different ⁇ union pressures, air supply for achieving an efficient cooling are supplied.
  • the at least two mutually sealed channels can be attached paral lel ⁇ or concentric with the axis of rotational symmetry of the gas turbine.
  • the rotational symmetry axis of the gas turbine ent ⁇ speaks here the central axial line, which extends along the rotor. Due to the axial feed of cooling air, this can save space and reduce friction to the respective because to be routed to cooling areas of the turbine section.
  • the structural design of the individual channels is relatively easy.
  • the cooling air can be introduced into the rotating system with relatively little loss.
  • one of the at least two mutually sealed channels can also run at an angle to the at least one other channel. Should it therefore prove that due to the space required in the rear hollow shaft for the recess of a channel should not be enough space, it can also be placed elsewhere in an angled arrangement to the other channel in the rear hollow shaft.
  • the execution angle should hereby be relatively small in order to avoid larger losses in the transfer of cooling air in the rotating system can. Preferably, the angles are not greater than 45 °.
  • one of the channels opens into a first gas path, is removed from which cooling air for a predetermined turbine stage, and another of the channels opens into a second gas path, taken from which cooling air for another turbine stage becomes.
  • the two gas paths are each sealed in here ⁇ particularly preferably gas tight so that the respective cooling air not mixed after emerging from the hinte- ren hollow shaft within the turbine section.
  • Turbi ⁇ nenge is assigned in each case, so that a stepwisede Kunststoffvertei ⁇ averaging may be performed.
  • two adjacent turbines nenplann are each supplied, together with cooling air from one of the channels, whereby it must be ensured that the ent ⁇ speaking cooling air corresponds to the pressure requirements of the respective white ⁇ ter forwardmost turbine stage.
  • the gas paths both run through a central opening in the turbine disks.
  • the central opening is intended to facilitate only the cooling air flow to the respective areas of the individual turbine stages to be cooled, in that the gas paths pass centrally through these openings. This results in a relatively large constructional advantage.
  • the gas paths are sealed against each other bydeluftrenn- pipes.
  • Such cooling air separation tubes are typically incorporated KOA xial in the turbine section and each ge ⁇ geninate individual turbine disks of different turbine stages are sealed. If several cooling air separation pipes are present, these are staggered. In this respect, it can be prevented by guiding the cooling air through the correspondingdeluftrenn- tube that the cooling air flows out of areas ⁇ , which should bridge the cooling air separation pipes. In other words, the cooling air can be selectively converted into turbine section ⁇ te, which open in the respectivedeluftrenn- pipes.
  • the gas paths comprise the interspaces between two neighboring be ⁇ turbine disks.
  • the intermediate spaces are defined by the walls of two adjacent turbine disks, with both turbine disks in each case can be cooled in half by the cooling air in the corresponding gas path ge ⁇ .
  • such gas paths are also connected to suitable gap channels, via which the cooling air can again be supplied between the respectively adjacent turbine stages, the hot gas path.
  • a gas path can sen at least two different Zvi ⁇ the spaces between between two adjacent turbine disks comprehensive. So it can be a turbine disk on both sides of
  • Cooling air from each one of the channels in the rear hollow shaft to be cooled As already noted above , care should be taken here, however, that when supplying at least two adjacent intermediate spaces, a suitable pressure level of the cooling air is predetermined.
  • the first turbine stage comprises a turbine disc, which is formed as full face.
  • the first turbine stage can in this case be provided in particular by an inner ⁇ sondere extraction with cooling air, for example.
  • the solid disc itself prevents the passage of cooling air into the center section of the gas turbine.
  • the solid disk thus has no opening through which the cooling air could escape from the turbine section in the center ⁇ section of the gas turbine.
  • the whole disc is thus an advantageous Abdichthusdging to the cooling air ge ⁇ is to keep the area of the turbine section.
  • all other turbine stages in the turbine section are supplied with cooling air from the mutually sealed channels in the rear hollow shaft.
  • the last turbine stage can be supplied with cooling air from the exhaust gas and / or the environment.
  • the cooling air path for the cooling air runs the last turbine stage then at least partially through the hollow shaft and / or the bearing housing.
  • the cooling air path extends in the stator of the gas turbine.
  • the stator comprises all non-rotating parts.
  • the cooling air supply can be carried out according to the design at ambient pressure and is thus particularly efficient.
  • FIG. 1 shows a lateral cross-sectional view through an embodiment of a gas turbine according to the invention in the area of the turbine section; 2 shows a further embodiment of the gas turbine according to the invention in a lateral sectional view in the region of the turbine section.
  • FIG. 1 shows a lateral sectional view through an embodiment of the gas turbine 1 according to the invention in the region of the turbine section 5, wherein a total of four turbine stages 11, 12, 13, 14 are included.
  • the turbine stages 11, 12, 13, 14 each have a turbine disk 16, 17, 18, 19, to which at the upper end shown in the figure in each case a not further provided with reference numerals turbine blade is mounted.
  • the individual turbine discs 16, 17, 18, 19 are laterally braced with one another so far that this ge ⁇ can jointly perform a frictional rotational movement.
  • the rearmost turbine disk 19 of the last turbine stage 14 is further braced by a rear hollow shaft 20 which ih ⁇ hand, in turn, is mounted in a bearing 21st
  • the cooling air 25 via three under defenceli ⁇ che paths from the outside over the rear of the gas turbine fed to the turbine section 5.
  • two channels 31, 32 are provided in particular in the rear hollow shaft 20, which are formed concentrically in the rear hollow shaft 20.
  • the channels 31, 32 can, as is known to those skilled in the art, be supplied with cooling air via suitable conduit systems, the respective conduit systems, when connected to the channels 31, 32, having adequate sealing measures.
  • the cooling air 25 can be supplied to two different regions of the turbine section 5 via two channels 31, 32 which are sealed off from one another.
  • the cooling air 25 in the turbine section 5 from the individual channels 31, 32 does not mix, two different gas paths 33 and 34 are provided.
  • the gas paths are separated from each other by a cooling air pipe 41.
  • the turbine disk 19 as well as this adjacent area of the turbine disk 18 is supplied with cooling air 25 from the channel 31 in the rear hollow shaft.
  • the gas path 34 is supplied with cooling air 25 from the channel 32.
  • the cooling air 25 supplies two intermediate spaces between the respectively adjacent turbine disks 16 and 17 or 17 and 18.
  • the first turbine disk 16 is designed as a solid disk, and thus has no central opening. Consequently, the turbine disk 16 also prevents the overflow of the cooling air 25 in the middle section of the gas turbine 1 and ensures that the cooling air 25 remains only in the region of Turbi ⁇ nenabiteses. 5
  • the cooling air line runs through the bearing 21 in a region which is suitable for the formation of a cooling air duct not provided with further reference symbols.
  • the discharged from the bearing 21 cooling air 25 can be supplied by suitable guide means theticianbe ⁇ rich not provided with reference numerals turbine blade of the turbine stage 14. During normal operation, a slight underpressure prevails at this turbine stage 14, so that the ambient pressure or the exhaust gas stream taken from the exhaust gas diffuser has a sufficient pressure level to supply the last turbine stage 14 with cooling air 25.
  • Figure 2 shows a further embodiment of the erfindungsge ⁇ MAESSEN gas turbine 1 in a schematic, lateral

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Abstract

Die Erfindung betrifft eine Gasturbine (1), welche einen Turbinenabschnitt (5) mit mindestens drei Turbinenstufen (11, 12, 13, 14) aufweist, umfassend eine hintere Hohlwelle (20), welche kraftschlüssig mit einer Turbinenscheibe (19) der hintersten Turbinenstufe (14) verbunden ist, und welche Hohlwelle (20) mindestens zwei gegeneinander abgedichtete Kanäle (31, 32) aufweist, die dazu ausgebildet sind, Kühlluft (25) entgegen der Strömungsrichtung des Heißgases (6) in den Turbinenabschnitt (5) der Gasturbine (1) einzubringen.

Description

Beschreibung
Gasturbine mit Kühlung über die hintere Hohlwelle
Die vorliegende Erfindung betrifft eine Gasturbine deren Tur¬ binenabschnitt über die hintere Hohlwelle mit Kühlluft ver¬ sorgt werden kann.
In einer Gasturbine werden die Bauteile in dem Turbinenab¬ schnitt aufgrund der hohen Temperatur des als Arbeitsmedium eingesetzten Heißgases sehr stark thermisch beansprucht. Aufgrund dieser hohen Beanspruchung sind geeignete Kühlmaßnahmen zu treffen, damit die Lebensdauer der einzelnen Bauteile verlängert werden bzw. ein strukturelles Versagen weitgehend vermieden werden kann.
Als Kühlmaßnahmen werden oftmals ein Kühlmedium, typischerweise Kühlluft bzw. Wasserdampf, insbesondere in das rotie¬ rende System eingebracht und dieses nach thermischen Kontakt mit den zu kühlenden Bauteilen nach außen abgeführt. Um ausreichend Kühlleistung bereitstellen zu können, ist ein ausreichend großer Strom an Kühlmedium in den Turbinenabschnitt einzubringen und nach erfolgtem thermischem Kontakt dieser wieder abzuführen. Das Einbringen und Abführen sollte hierbei weitgehend effizient erfolgen, so dass die Gasturbine keine unerwünschten Wirkungsgradeinbußen erfährt.
Nach dem Stand der Technik werden unterschiedliche Ansätze für derartige Kühlmaßnahmen diskutiert und umgesetzt. Hierbei wird insbesondere unterschieden zwischen der Kühlluft, die aus einer inneren Entnahme gewonnen wird, sowie Kühlluft, die aus einer äußeren Entnahme stammt. Bei der inneren Entnahme wird typischerweise am Verdichter der Gasturbine in radialer Richtung Kühlluft entnommen und über einen geeigneten internen Leitungsweg dem Turbinenabschnitt zugeführt. Sollten mehr als eine innere Entnahme erforderlich sein, werden die Lei¬ tungsabschnitte meist voneinander getrennt innerhalb des Gas¬ turbinengehäuses geführt. So kann bspw. über geeignete Lei- tungsrohre, die gegenüber den benachbarten Bauteilen gasdicht abgedichtet sind, Verdichterluft zielgerichtet an den Turbi¬ nenabschnitt geführt werden. Da die benötigten Drücke für die Versorgung der einzelnen Turbinenstufen in dem Turbinenab- schnitt unterschiedlich sind, wird typischerweise weniger stark verdichtete Luft aus dem Verdichter in den hinteren Bereich des Turbinenabschnitts geleitet bzw. verhältnismäßig stärker verdichtete Luft aus dem Verdichter an die vorderen Stufen des Turbinenabschnittes.
Alternativ oder zusätzlich ist es auch möglich, Luft aus dem Verdichter mithilfe von sogenannten äußeren Entnahmen abzuführen, welche dann über das Gasturbinengehäuse nach außen in Leitungssysteme überführt werden. Anschließend ist es wieder erforderlich, durch geeignete Zugänge im Gehäuse des Turbi¬ nenabschnitts diese zuzuführen und insbesondere in das rotie¬ rende System einzuspeisen. Um Wirkungsgradverluste weitgehend zu vermeiden, können hierbei sogenannte „Preswirler-Systeme" erforderlich sein, um die Kühlluft von einem statischen Sys- tem in ein rotierendes System zu überführen. Die Vorteile von äußeren Entnahmen liegen insbesondere in der Manipulierbar- keit der Kühlluft, wobei etwa die Kühlung, Filtrierung bzw. auch Drosselung und Regelung der Kühlluftströme vorgenommen werden kann. Gemäß einem bekannten Stand der Technik wird nach entsprechender Manipulierung der Kühlluft diese im Bereich der Mittensektion an den Rotor überführt, und von dort aus in die einzelnen Bereiche des Turbinenabschnittes einge¬ leitet (US 20090226327) . Ebenfalls ist es denkbar, dass die Kühlluft über die Leitschaufeln des Turbinenabschnitts einge- leitet wird (EP 1413711) .
Weiterhin sind Konzepte bekannt, bei welchen Wasserdampf als Kühlmedium durch den hinteren Rotorschaft in den Turbinenabschnitt geführt wird (US 4184797) . Aufgrund der Dampffüh- rung sowie der thermischen Eigenschaften von Wasserdampf ergeben sich jedoch verhältnismäßig komplexe Strömungssysteme, die nur eine unzureichende Kühlwirkung aufweisen. So werden etwa die einzelnen Turbinenstufen über ein zentrales Verteilrohr mit Wasserdampf versorgt, wobei jedoch den unterschiedlichen Anforderungen an Druck des Kühlmediums nicht ausreichend Rechnung getragen werden kann. Infolgedessen ergeben sich Kavitäten und Gasbereiche von minderer Kühlwirkung sowie ein unerwünschtes Strömungsverhalten des Kühlmediums. Infolgedessen ist damit eine Kühlwirkung des unter gleichmäßigem Druck eingebrachten Dampfs nur sehr eingeschränkt möglich. Um diese aus dem Stand der Technik bekannten Nachteile zu vermeiden, soll eine Gasturbine vorgeschlagen werden, welche eine bautechnisch relativ einfache Verteilung von Kühlluft in dem Turbinenabschnitt ermöglichen kann. Zudem soll die
Kühlluft konditionierbar sein, so dass sie geeignet für die einzelnen Turbinenstufen des Turbinenabschnitts hinsichtlich ihrer physikalischen Parameter eingestellt werden kann.
Diese der Erfindung zugrundeliegende Aufgabe wird gelöst durch eine Gasturbine gemäß Anspruch 1.
Insbesondere wird die der Erfindung zugrundeliegende Aufgabe gelöst durch eine Gasturbine, welche einen Turbinenabschnitt mit mindestens drei Turbinenstufen aufweist, umfassend eine hintere Hohlwelle, welche kraftschlüssig mit einer Turbinen- Scheibe der hinteren Turbinenstufe verbunden ist, und welche Hohlwelle mindestens zwei gegeneinander abgedichtete Kanäle aufweist, die dazu ausgebildet sind, Kühlluft entgegen der Strömungsrichtung des Heißgases in den Turbinenabschnitt der Gasturbine einzubringen.
Der Turbinenabschnitt ist, wie für den Fachmann leicht nach- zuvollziehen ist, vorliegend als Entspannungsturbine der Gas¬ turbine zu verstehen. Eine Turbinenstufe dieses Turbinenabschnitts weist eine Reihe an radial angeordneten Turbinenschaufeln auf, welche drehend in der Gasturbine angebracht sind. Die Turbinenschaufeln sind hierzu typischerweise auf Turbinenscheiben angeordnet. Die Turbinenstufen sind jeweils einem Entspannungsdruckniveau des Heißgases zugeordnet. Die Turbinenstufe mit dem höchsten Druckniveau ist diejenige, welche der größten thermischen Be¬ anspruchung ausgesetzt ist. Dies ist die erste bzw. vordere Turbinenstufe. Die Turbinenstufe, nach welcher das entspannte Heißgas als Abgas aus der Gasturbine entlassen wird, ist die hintere bzw. letzte Turbinenstufe und erfährt die geringste thermische Beanspruchung. Aufgrund der thermischen und fluid- dynamischen Veränderung des Heißgases von der ersten Turbi- nenstufe zur letzten Turbinenstufe und aufgrund des Umstan- des, dass Kühlluft im Normalfall mit dem Heißgas aus der Gas¬ turbine entlassen wird, ergeben sich unterschiedliche Druck¬ erfordernisse bei Versorgung einzelner Turbinenstufen mit Kühlluft. So ist etwa die Turbinenstufe, welche im Vergleich zu einer anderen verhältnismäßig näher an der vorderen bzw. ersten Turbinenstufe angeordnet ist, mit einem verhältnismä¬ ßig höheren Kühlluftdruck zu versorgen.
Weiterhin ist darauf hinzuweisen, dass die sogenannte hintere Hohlwelle abgasseitig an der Gasturbine angebracht ist. Sie unterscheidet sich damit von der vorderen Hohlwelle, welche im Bereich der Einströmöffnung der Gasturbine angeordnet ist.
Wie dem Fachmann auch bekannt, ist das Heißgas als Arbeitsme- dium in der Gasturbine geführt, wobei aus der thermischen
Energie des Heißgases durch energetische Umsetzung, drehme¬ chanische Energie gewonnen werden kann.
An dieser Stelle ist auch darauf hinzuweisen, dass die hinte- re Hohlwelle direkt oder indirekt mit der Turbinenscheibe der hintersten Turbinenstufe kraftschlüssig verbunden ist. Die Verbindung ist hierbei im Normalfall lösbar ausgestaltet, so dass bei Wartungsarbeiten beide voneinander getrennt werden können .
Erfindungsgemäß ist also vorgesehen, dass Kühlluft über die hintere Hohlwelle dem Turbinenabschnitt zugeführt wird. Für das Einbringen von Kühlluft in wenigstens zwei voneinander abgedichtete Kanäle ist es erforderlich, dass diese Kanäle durch geeignete Leitungssysteme von extern mit Kühlluft ver¬ sorgt werden. Die Kühlluft kann bspw. durch einen externen Verdichter bereitgestellt sein oder aber auch als Ansatzluft über eine äußere Entnahme aus dem Verdichter der betreffenden Gasturbine abgeführt sein. Ebenfalls ist dem Fachmann ver¬ ständlich, dass die Verbindung des Leitungssystems für die Kühlluft mit den Kanälen in der hinteren Hohlwelle eine ge¬ eignete Abdichtung erfordert.
Aufgrund des Vorsehens von zwei gegeneinander abgedichteten Kanälen in der hinteren Hohlwelle, kann Kühlluft in unterschiedliche Bereiche des Turbinenabschnitts unter verschiede¬ nen Drücken, zugeleitet werden. Die beiden Kühlluftströme können zudem auch unterschiedlich hinsichtlich ihrer physikalischen Parameter konditioniert sein. Hierbei ist Kühlluft von außen dem jeweiligen Kanal zuzuführen, wobei etwa die Druckkonditionierung bereits vor Zuführung an den jeweiligen Kanal erfolgt ist. Die Kühlluft strömt anschließend entgegen der Strömungsrichtung des Heißgases in dem Turbinenabschnitt so weit in die zu kühlenden Bereiche ein, dass diese mit aus¬ reichender Kühlleistung versorgt werden können. Typischerweise wird anschließend die Kühlluft über definierte Kühlluftab¬ schnitte mit den jeweils zu kühlenden Bauteilen in thermi- sehen Kontakt gebracht und anschließend wieder dem Heißgas¬ strom zur Abführung aus dem Turbinenabschnitt zugeleitet. Folglich kann den einzelnen Bereichen des Turbinenabschnitts geeignet konditionierte Kühlluft, vor allem bei unterschied¬ lichen Drücken, für die Erreichung einer effizienten Kühl- luftversorgung des Turbinenabschnitts zugeleitet werden.
Gemäß eines ersten Aspekts der vorliegenden Erfindung können die mindestens zwei gegeneinander abgedichteten Kanäle paral¬ lel oder konzentrisch zur Drehsymmetrieachse der Gasturbine angebracht sein. Die Drehsymmetrieachse der Gasturbine ent¬ spricht hierbei der zentralen Axiallinie, welche entlang des Rotors verläuft. Durch die axiale Einspeisung von Kühlluft kann diese besonders platzsparend und reibungsarm an die je- weils zu kühlenden Bereiche des Turbinenabschnitts geleitet werden. Zudem ist die bautechnische Ausbildung der einzelnen Kanäle verhältnismäßig einfach möglich. Fernerhin kann aufgrund der parallelen bzw. konzentrischen Einbringung von Ka- nälen die Kühlluft verhältnismäßig verlustarm in das drehende System eingebracht werden.
Entsprechend einer alternativen Ausführungsform bzw. einer Weiterführung dieser Idee kann einer der mindestens zwei gegeneinander abgedichteten Kanäle auch in einem Winkel gegen den wenigstens einen anderen Kanal verlaufen. Sollte es sich also erweisen, dass aufgrund des erforderlichen Platzbedarfs in der hinteren Hohlwelle für die Aussparung eines Kanals nicht ausreichend Platz sein sollte, so kann dieser auch an anderer Stelle in gewinkelter Anordnung zu dem jeweils anderen Kanal in die hintere Hohlwelle eingebracht werden. Der ausführungsgemäße Winkel sollte hierbei verhältnismäßig klein sein, um größere Verluste bei der Überführung von Kühlluft in das rotierende System vermeiden zu können. Bevorzugt sind die Winkel nicht größer als 45°.
Entsprechend einer weiteren Ausführungsform der Erfindung ist vorgesehen, dass einer der Kanäle in einen ersten Gaspfad mündet, aus welchem Kühlluft für eine vorbestimmte Turbinen- stufe entnommen wird, und ein anderer der Kanäle in einen zweiten Gaspfad mündet, aus welchem Kühlluft für eine andere Turbinenstufe entnommen wird. Die beiden Gaspfade sind hier¬ bei besonders bevorzugt zueinander gasdicht abgedichtet, so dass sich die jeweilige Kühlluft nach Austritt aus der hinte- ren Hohlwelle innerhalb des Turbinenabschnitts nicht weiter mischt. Ausführungsgemäß können damit die einzelnen Turbinen¬ stufen gezielt mit Kühlluft versorgt werden, welche vorab für die Abführung von Wärme aus der jeweiligen Turbinenstufe ge¬ eignet konditioniert wurde. Ganz besonders bevorzugt ist je- weils einer der Kanäle in der hinteren Hohlwelle einer Turbi¬ nenstufe zugeordnet, so dass eine stufenweise Kühlluftvertei¬ lung vorgenommen werden kann. Alternativ zu dieser Ausführungsform ist es auch möglich, dass zwei benachbarte Turbi- nenstufen jeweils gemeinsam mit Kühlluft aus einem der Kanäle versorgt werden, wobei darauf zu achten ist, dass die ent¬ sprechende Kühlluft den Druckerfordernissen der jeweils wei¬ ter vorne liegenden Turbinenstufe entspricht.
Gemäß einer Weiterführung ist vorgesehen, dass die Gaspfade beide durch eine zentrale Öffnung in den Turbinenscheiben verlaufen. Es ist hierbei jedoch nicht erforderlich, dass alle Turbinenscheiben eine solche zentrale Öffnung aufweisen. Die zentrale Öffnung soll lediglich die Kühlluftführung zu den jeweils zu kühlenden Bereichen der einzelnen Turbinenstufen erleichtern, indem die Gaspfade durch diese Öffnungen zentral hindurchgehen. Damit ergibt sich ein verhältnismäßig großer bautechnischer Vorteil.
In einer darüber hinaus gehenden Weiterführung kann vorgesehen sein, dass die Gaspfade gegeneinander durch Kühlluftrenn- rohre abgedichtet sind. Dies ist wenigstens bereichsweise der Fall. Derartige Kühllufttrennrohre werden typischerweise koa- xial in den Turbinenabschnitt eingebaut und sind jeweils ge¬ genüber einzelnen Turbinenscheiben unterschiedlicher Turbinenstufen abgedichtet. Sind mehrere Kühllufttrennrohre vor¬ handen, werden diese gestaffelt angebracht. Insofern kann bei Führung von Kühlluft durch die entsprechenden Kühlluftrenn- röhre verhindert werden, dass die Kühlluft in Bereiche aus¬ strömt, welche die Kühllufttrennrohre überbrücken sollen. In anderen Worten kann die Kühlluft gezielt in Turbinenabschnit¬ te überführt werden, in welche die jeweiligen Kühlluftrenn- rohre münden.
Gemäß einer vorteilhaften Weiterführung kann auch vorgesehen sein, dass die Gaspfade die Zwischenräume zwischen zwei be¬ nachbarten Turbinenscheiben umfassen. In anderen Worten findet in den Zwischenräumen eine Kühlung der Turbinenscheiben von außen statt und die Kühlluft muss etwa nicht aufwendig in die Turbinenscheiben eingeführt werden. Die Zwischenräume sind hierbei definiert durch die Wandungen zweier benachbarter Turbinenscheiben, wobei beide Turbinenscheiben jeweils hälftig durch die Kühlluft in dem entsprechenden Gaspfad ge¬ kühlt werden können.
Ausführungsgemäß sind derartige Gaspfade auch mit geeigneten Spaltkanälen verbunden, über welche die Kühlluft wieder zwischen den jeweils benachbarten Turbinenstufen, dem Heißgaspfad zugeführt werden kann. Entsprechend einer weitergehenden Idee kann ein Gaspfad mindestens zwei unterschiedliche Zwi¬ schenräume zwischen zwei benachbarten Turbinenscheiben umfas- sen. Es kann also eine Turbinenscheibe beidseitig von
Kühlluft aus jeweils einem der Kanäle in der hinteren Hohlwelle gekühlt werden. Wie bereits vorab angemerkt, sollte je¬ doch hierbei darauf geachtet werden, dass bei Versorgung von wenigstens zwei benachbarten Zwischenräumen ein geeignetes Druckniveau der Kühlluft vorgegeben ist.
Entsprechend einer anderen besonders bevorzugten Ausführungs¬ form der Erfindung ist vorgesehen, dass die erste Turbinenstufe eine Turbinenscheibe aufweist, welche als Vollscheibe ausgebildet ist. Die erste Turbinenstufe kann hierbei insbe¬ sondere durch eine innere Entnahme mit Kühlluft bspw. über den Rotor versorgt sein. Die Vollscheibe selbst verhindert den Durchtritt von Kühlluft in die Mittensektion der Gasturbine. Die Vollscheibe weist also keine Öffnung auf, durch welche die Kühlluft aus dem Turbinenabschnitt in die Mitten¬ sektion der Gasturbine entweichen könnte. Die Vollscheibe ist somit eine vorteilhafte Abdichtmaßnahme, um die Kühlluft ge¬ eignet im Bereich des Turbinenabschnittes zu halten. Entsprechend einer weiteren Ausführungsform ist vorgesehen, dass bis auf die erste Turbinenstufe und bis auf die letzte Turbinenstufe alle anderen Turbinenstufen in dem Turbinenabschnitt mit Kühlluft aus den gegeneinander abgedichteten Kanälen in der hinteren Hohlwelle versorgt sind.
Weiterhin ist es denkbar, dass die letzte Turbinenstufe mit Kühlluft aus dem Abgas und/oder der Umgebung versorgt werden kann. Insbesondere verläuft der Kühlluftpfad für die Kühlluft der letzten Turbinenstufe dann wenigstens teilweise durch die Hohlwelle und/oder das Lagergehäuse. In einer vorteilhaften Ausführungsform verläuft der Kühlluftpfad in dem Stator der Gasturbine. Der Stator umfasst hierbei in Abgrenzung vom Ro- tor alle nicht rotierenden Teile. Die Kühlluftversorgung kann ausführungsgemäß bei Umgebungsdruck erfolgen und ist damit besonders effizient. Zudem ist es meist nur erforderlich, den Fußbereich der letzten Turbinenstufe zu kühlen, so dass der Kühlluftstrom relativ klein gehalten werden kann und durch einfache druckkonditionierende Maßnahmen bereits der Umge¬ bungsdruck ausreichend ist, um die Kühlluft an den Fußbereich der letzten Turbinenstufe zu führen.
Nachfolgend soll die Erfindung anhand einzelner Figuren im Detail näher beschrieben werden. Hierbei ist darauf hinzuwei¬ sen, dass die Figuren lediglich schematisch zu verstehen sind und keinerlei Einschränkungen der Ausführbarkeit des Erfin¬ dungsgegenstandes zur Folge haben. Fernerhin ist darauf hinzuweisen, dass alle mit gleichen Bezugszeichen versehenen Bauteile gleiche technische Wirkung aufweisen sollen.
Weiterhin ist darauf hinzuweisen, dass die nachfolgend be- schriebenen Bauteile in beliebiger Kombination miteinander bzw. in beliebiger Kombination mit den vorab beschriebenen Ausführungsformen kombiniert werden können soweit die der Erfindung zugrundeliegende Aufgabe damit gelöst werden kann. In anderen Worten, können also beliebige Bauteile jeweils mitei- nander kombiniert werden, ohne den Umfang der vorliegenden Erfindung zu verlassen, und soweit dem Fachmann erkenntlich ist, dass die Erfindungsaufgabe damit gelöst werden kann.
Hierbei zeigen:
Figur 1 eine seitliche Querschnittsansicht durch eine Aus¬ führungsform einer erfindungsgemäßen Gasturbine im Bereich des Turbinenabschnitts; Figur 2 eine weitere Ausführungsform der erfindungsgemäßen Gasturbine in seitlicher Schnittansicht im Bereich des Turbinenabschnitts. Figur 1 zeigt eine seitliche Schnittansicht durch eine Aus¬ führungsform der erfindungsgemäßen Gasturbine 1 im Bereich des Turbinenabschnitts 5, wobei insgesamt 4 Turbinenstufen 11, 12, 13, 14 umfasst sind. Die Turbinenstufen 11, 12, 13, 14 weisen jeweils eine Turbinenscheibe 16, 17, 18, 19 auf, an welchen an dem in der Figur gezeigten oberen Ende jeweils eine nicht weiter mit Bezugszeichen versehene Turbinenschaufel angebracht ist. Die einzelnen Turbinenscheiben 16, 17, 18, 19 sind seitlich soweit miteinander verspannt, dass diese ge¬ meinsam eine kraftschlüssige Drehbewegung vollführen können. Die hinterste Turbinenscheibe 19 der letzten Turbinenstufe 14 ist weiter mit einer hinteren Hohlwelle 20 verspannt, die ih¬ rerseits wiederum in einem Lager 21 gelagert ist.
Wird nun die hintere Hohlwelle 20 mit einer Drehbewegung be- aufschlagt, kommt es aufgrund der kraftschlüssigen Verbindung mit der Turbinenscheibe 19 der letzten Turbinenstufe 14 zu einer Drehbewegung aller Turbinenstufen 11, 12, 13, 14. Im umgekehrten Fall, kommt es auch bei einer Beaufschlagung der einzelnen Turbinenstufen 11, 12, 13, 14 mit einer Drehbewe- gung zu einer Übertragung derselben auf die hintere Hohlwelle 20. Wird also etwa bei Betrieb der Gasturbine 1 Heißgas 6 im Heißgaspfad der Gasturbine 1 im Bereich des Turbinenab¬ schnitts 5 entspannt, kommt es zur stufenweisen Umsetzung von thermischer Energie des Heißgases in drehmechanische Energie, wobei die einzelnen Turbinenstufen 11, 12, 13, 14 entsprechend in Drehung versetzt werden.
Aufgrund der hohen thermischen Belastung der einzelnen Turbinenstufen 11, 12, 13, 14 ist es erforderlich, diese Turbinenstufen 11, 12, 13, 14 mit einem Kühlmedium in geeigneter Weise zu kühlen. Gemäß der vorliegenden Ausführungsform der Erfindung wird die Kühlluft 25 über jeweils drei unterschiedli¬ che Pfade von außen über den hinteren Bereich der Gasturbine dem Turbinenabschnitt 5 zugeführt. Hierbei sind insbesondere in der hinteren Hohlwelle 20 zwei Kanäle 31, 32 vorgesehen, welche konzentrisch in der hinteren Hohlwelle 20 ausgebildet sind. Die Kanäle 31, 32 können, wie den Fachmann bekannt ist, über geeignete Leitungssysteme mit Kühlluft versorgt werden, wobei die jeweiligen Leitungssysteme bei Verbindung mit den Kanälen 31, 32 ausreichende Abdichtmaßnahmen aufweisen. Infolgedessen kann die Kühlluft 25 über zwei voneinander abgedichtete Kanälen 31, 32 unterschiedlichen Bereichen des Tur- binenabschnitts 5 zugeführt werden. Damit sich die Kühlluft 25 im Turbinenabschnitt 5 aus den einzelnen Kanälen 31, 32 nicht mischt, sind zwei unterschiedliche Gaspfade 33 und 34 vorgesehen. Die Gaspfade werden hierbei durch ein Kühlluft- rennrohr 41 voneinander getrennt. Dementsprechend wird die Turbinenscheibe 19 sowie der dieser benachbarte Bereich der Turbinenscheibe 18 mit Kühlluft 25 aus dem Kanal 31 in der hinteren Hohlwelle versorgt. Gleichermaßen wird der Gaspfad 34 mit Kühlluft 25 aus dem Kanal 32 versorgt. Die Kühlluft 25 versorgt hierbei zwei Zwischenräume zwischen den jeweils be- nachbarten Turbinenscheiben 16 und 17 bzw. 17 und 18. Um die Kühlluft 25 aus den jeweiligen Kanälen 31 und 32 möglichst verlustarm zu den jeweils zu kühlenden Bereichen zu bringen, weisen die Turbinenscheiben 17, 18 und 19, also alle Turbi¬ nenscheiben außer der ersten Turbinenscheibe 16, eine Öffnung 37, 38, 39 auf, welche koaxial mit der Drehsymmetrieachse D der Gasturbine 1 vorgesehen sind. Infolgedessen können die zu kühlenden Bereiche mit Kühlluft 25 zunächst mittig über die jeweils mit einer Öffnung 37, 38, 39 versehenen Turbinenscheiben 17, 18, 19 versorgt werden.
Die erste Turbinenscheibe 16 ist als Vollscheibe ausgeführt, und weist damit keine zentrale Öffnung auf. Infolgedessen verhindert die Turbinenscheibe 16 auch die Überströmung von Kühlluft 25 in die Mittensektion der Gasturbine 1 und sorgt dafür, dass die Kühlluft 25 lediglich im Bereich des Turbi¬ nenabschnittes 5 verbleibt. Die erste Turbinenstufe 11, wel¬ che der ersten Turbinenscheibe 16 zugeordnet ist, kann ihrer¬ seits über eine nicht weiter gezeigte innere Entnahme mit Kühlluft versorgt werden, wobei die Kühlluft in die erste Turbinenscheibe 16 eingeführt sein kann bzw. auch äußerlich an dieser vorbeiströmt (nicht weiter gezeigt) . Ausführungsgemäß ist weiterhin vorgesehen, dass die letzte Turbinenstufe 14 mit Kühlluft 25 versorgt wird, welche aus dem Abgasstrom nach der letzten Turbinenstufe 14 bzw. der Umgebungsluft stammt. Die Kühlluftleitung verläuft hierbei durch das Lager 21 in einem Bereich, welcher für die Ausbil- dung eines nicht weiter mit Bezugszeichen versehenen Kühl- luftkanals geeignet ist. Die aus dem Lager 21 abgeführte Kühlluft 25 kann durch geeignete Führungsmittel dem Fußbe¬ reich der nicht weiter mit Bezugszeichen versehenen Turbinenschaufel der Turbinenstufe 14 zugeführt werden. Bei Normalbe- trieb herrscht an dieser Turbinenstufe 14 ein leichter Unter¬ druck vor, so dass der Umgebungsdruck bzw. der aus dem Abgas- diffusor entnommene Abgasstrom ein ausreichendes Druckniveau aufweist, um die letzte Turbinenstufe 14 mit Kühlluft 25 zu versorgen .
Figur 2 zeigt eine weitere Ausführungsform der erfindungsge¬ mäßen Gasturbine 1 in einer schematischen, seitlichen
Schnittansicht durch den Turbinenabschnitt 5. Hierbei sind wiederum zwei Kanäle 31 und 32 in der hinteren Hohlwelle 20 angeordnet (nur schematisch dargestellt) , über welche die
Versorgung der einzelnen Turbinenscheiben 17, 18, 19 erfolgen kann. Die letzte Turbinenstufe 14 wird wiederum mit Abgas aus dem Abgasdiffusor versorgt, wobei jedoch die zugehörigen Kühlluftkanäle jedoch nun nicht durch das Lager 21 sondern ebenfalls durch die hintere Hohlwelle 20 führen. In Abwei¬ chung von der in Figur 1 gezeigten Ausführungsform weist auch die Gasturbine 1 vorliegend eine Zugankerstruktur auf, wobei nun die Kühlluft nicht mehr frei durch zentrale Öffnungen der einzelnen Turbinenscheiben 17, 18, 19 strömen kann. Vielmehr müssen geeignete Kanäle in den jeweiligen Scheiben vorgesehen sein. Die Scheiben selbst können lediglich oberflächlich gekühlt sein bzw. durch Vorsehen von geeigneten Kanälen in den jeweiligen Turbinenscheiben die gezielte Weiterleitung der Kühlluft 25 bewirken.
Weitere Ausführungsformen ergeben sich aus den Unteransprü- chen.

Claims

Patentansprüche
1. Gasturbine (1), welche einen Turbinenabschnitt (5) mit mindestens drei Turbinenstufen (11, 12, 13, 14) aufweist, um- fassend eine hintere Hohlwelle (20), welche kraftschlüssig mit einer Turbinenscheibe (19) der hintersten Turbinenstufe (14) verbunden ist, und welche Hohlwelle (20) mindestens zwei gegeneinander abgedichtete Kanäle (31, 32) aufweist, die dazu ausgebildet sind, Kühlluft (25) entgegen der Strömungsrich- tung des Heißgases (6) in den Turbinenabschnitt (5) der Gas¬ turbine (1) einzubringen.
2. Gasturbine (1) gemäß Anspruch 1,
d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t, d a s s die mindestens zwei gegeneinander abgedichteten Kanäle (31,
32) parallel oder konzentrisch zur Drehsymmetrieachse (D) der Gasturbine (1) angebracht sind.
3. Gasturbine (1) gemäß einem der vorhergehenden Ansprüche, d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t, d a s s einer der mindestens zwei gegeneinander abgedichteten Kanäle (31, 32) in einem Winkel gegen wenigstens einen anderen Kanal (31, 32) verläuft.
4. Gasturbine (1) gemäß einem der vorhergehenden Ansprüche, d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t, d a s s einer der Kanäle (31, 32) in einen ersten Gaspfad (33) mündet, aus welchem Kühlluft (25) für eine vorbestimmte Turbi¬ nenstufe (11, 12, 23, 14) entnommen wird, und ein anderer der Kanäle (31, 32) in einen zweiten Gaspfad (34) mündet, aus welchem Kühlluft (25) für eine andere Turbinenstufe (11, 12, 13, 14) entnommen wird.
5. Gasturbine (1) gemäß Anspruch 4,
d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t, d a s s die Gaspfade (33, 34) beide durch eine zentrale Öffnung (36, 37, 38, 39) in den Turbinenscheiben (16, 17, 18, 19) verlaufen .
6. Gasturbine (1) gemäß Anspruch 4 oder 5,
d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t, d a s s die Gaspfade (33, 34) gegeneinander durch Kühllufttrennrohre (41) abgedichtet sind.
7. Gasturbine (1) gemäß Anspruch 4 bis 6,
d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t, d a s s die Gaspfade (33, 34) die Zwischenräume zwischen zwei benach¬ barten Turbinenscheiben (16, 17, 18, 19) umfassen.
8. Gasturbine (1) gemäß Anspruch 4 bis 7,
d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t, d a s s ein Gaspfad (33, 34) mindestens zwei unterschiedliche Zwi¬ schenräume zwischen zwei benachbarten Turbinenscheiben (16, 17, 18, 19) umfasst.
9. Gasturbine (1) gemäß einem der vorhergehenden Ansprüche, d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t, d a s s die erste Turbinenstufe (11) eine Turbinenscheibe (16) auf- weist, welche als Vollscheibe ausgebildet ist.
10. Gasturbine (1) gemäß einem der vorhergehenden Ansprüche, d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t, d a s s bis auf die erste Turbinenstufe (11) und bis auf die letzte Turbinenstufe (14) alle anderen Turbinenstufen (12, 13) mit Kühlluft (25) aus den gegeneinander abgedichteten Kanälen (31, 32) versorgt sind.
11. Gasturbine (1) gemäß einem der vorhergehenden Ansprüche, d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t, d a s s die letzte Turbinenstufe (14) mit Kühlluft (25) aus dem Abgas und/oder der Umgebung versorgt werden kann.
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Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP3744957A1 (de) * 2019-05-30 2020-12-02 Raytheon Technologies Corporation Wärmeverwaltung einer welle
US11346249B2 (en) 2019-03-05 2022-05-31 Pratt & Whitney Canada Corp. Gas turbine engine with feed pipe for bearing housing
US11391179B2 (en) 2019-02-12 2022-07-19 Pratt & Whitney Canada Corp. Gas turbine engine with bearing support structure

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109798153B (zh) * 2019-03-28 2023-08-22 中国船舶重工集团公司第七0三研究所 一种应用于船用燃气轮机涡轮轮盘的冷却结构

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4184797A (en) 1977-10-17 1980-01-22 General Electric Company Liquid-cooled turbine rotor
US4507914A (en) * 1978-10-26 1985-04-02 Rice Ivan G Steam cooled gas generator
US5593274A (en) * 1995-03-31 1997-01-14 General Electric Co. Closed or open circuit cooling of turbine rotor components
US6195979B1 (en) * 1996-09-25 2001-03-06 Kabushiki Kaisha Toshiba Cooling apparatus for gas turbine moving blade and gas turbine equipped with same
EP1389668A1 (de) * 2002-08-16 2004-02-18 Siemens Aktiengesellschaft Gasturbine
EP1413711A1 (de) 2002-10-21 2004-04-28 Siemens Aktiengesellschaft Verfahren und Einrichtung zur Kühlung von Rotorschaufeln eines Gasturbinentriebwerks
US20090226327A1 (en) 2008-03-07 2009-09-10 Siemens Power Generation, Inc. Gas Turbine Engine Including Temperature Control Device and Method Using Memory Metal

Family Cites Families (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB287238A (en) * 1926-12-17 1928-03-19 Richard William Bailey Improvements in or relating to elastic fluid turbines
EP1970532A1 (de) * 2007-03-12 2008-09-17 Siemens Aktiengesellschaft Läufer einer thermischen Strömungsmaschine sowie Gasturbine

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4184797A (en) 1977-10-17 1980-01-22 General Electric Company Liquid-cooled turbine rotor
US4507914A (en) * 1978-10-26 1985-04-02 Rice Ivan G Steam cooled gas generator
US5593274A (en) * 1995-03-31 1997-01-14 General Electric Co. Closed or open circuit cooling of turbine rotor components
US6195979B1 (en) * 1996-09-25 2001-03-06 Kabushiki Kaisha Toshiba Cooling apparatus for gas turbine moving blade and gas turbine equipped with same
EP1389668A1 (de) * 2002-08-16 2004-02-18 Siemens Aktiengesellschaft Gasturbine
EP1413711A1 (de) 2002-10-21 2004-04-28 Siemens Aktiengesellschaft Verfahren und Einrichtung zur Kühlung von Rotorschaufeln eines Gasturbinentriebwerks
US20090226327A1 (en) 2008-03-07 2009-09-10 Siemens Power Generation, Inc. Gas Turbine Engine Including Temperature Control Device and Method Using Memory Metal

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11391179B2 (en) 2019-02-12 2022-07-19 Pratt & Whitney Canada Corp. Gas turbine engine with bearing support structure
US11346249B2 (en) 2019-03-05 2022-05-31 Pratt & Whitney Canada Corp. Gas turbine engine with feed pipe for bearing housing
EP3744957A1 (de) * 2019-05-30 2020-12-02 Raytheon Technologies Corporation Wärmeverwaltung einer welle
US11149645B2 (en) 2019-05-30 2021-10-19 Raytheon Technologies Corporation Thermal management of a shaft

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