DE102016102049A1 - Gas turbine and method for conditioning the temperature of a turbine disk of a gas turbine - Google Patents

Abstract

Die Erfindung betrifft eine Gasturbine, die einen Verdichter (30), eine Turbine (50) mit Turbinenscheiben (50-1, 50-2) und eine Welle (83), die den Verdichter (30) und die Turbine (50) miteinander verbindet, aufweist. Die Gasturbine bildet einen ersten, kühleren Entnahmeluftstrom (B) und einen zweiten, wärmeren Entnahmeluftstrom (A) aus, die vom Verdichter (30) abgezweigt werden, wobei der zweite Entnahmeluftstrom (A) einer höheren Stufe des Verdichters (30) entnommen ist als der erste Entnahmeluftstrom (B). Der Verdichter (30) umfasst eine erste Führungseinrichtung (31) zum Führen des ersten Entnahmeluftstroms (B) in Richtung der Welle (83) und eine zweite Führungseinrichtung (32, 33) zum Führen des zweiten Entnahmeluftstroms (A) in Richtung der Welle. Es ist vorgesehen, dass die erste Führungseinrichtung (31) und die zweite Führungseinrichtung (32, 33) derart ausgebildet sind, dass (a) der zur Turbine (50) geleitete zweite Entnahmeluftstrom (A) bei niedrigen Rotationsgeschwindigkeiten der Welle (83) größer als der zur Turbine (50) geleitete erste Entnahmeluftstrom (B) oder gleich diesem ersten Entnahmeluftstrom (B) ist, und (b) der zur Turbine (50) geleitete erste Entnahmeluftstrom (B) bei hohen Rotationsgeschwindigkeiten der Welle (83) größer ist als der zur Turbine (50) geleitete zweite Entnahmeluftstrom (A), so dass (c) bei niedrigen Rotationsgeschwindigkeiten der Welle (83) der erste und der zweite Entnahmeluftstrom (A, B) den Turbinenscheiben (50-1, 50-2) zugeführt wird, wobei der zweite, wärmere Entnahmeluftstrom (A) die Turbinenscheiben erwärmt, während bei hohen Rotationsgeschwindigkeiten der Welle (83) überwiegend der erste, kühlere Entnahmeluftstrom (B) den Turbinenscheiben (50-1, 50-2) zugeführt wird und diese kühlt.The invention relates to a gas turbine comprising a compressor (30), a turbine (50) with turbine disks (50-1, 50-2) and a shaft (83) interconnecting the compressor (30) and the turbine (50) , having. The gas turbine forms a first, cooler bleed air stream (B) and a second, warmer bleed air stream (A), which are branched off from the compressor (30), the second bleed air stream (A) being taken from a higher stage of the compressor (30) than that first bleed air stream (B). The compressor (30) comprises a first guide device (31) for guiding the first extraction air flow (B) in the direction of the shaft (83) and a second guide device (32, 33) for guiding the second extraction air flow (A) in the direction of the shaft. It is provided that the first guide device (31) and the second guide device (32, 33) are designed such that (a) the second bleed air flow (A) conducted to the turbine (50) is greater at low rotational speeds of the shaft (83) the first bleed air stream (B) directed to the turbine (50) or equal to this first bleed air stream (B), and (b) the first bleed air stream (B) directed to the turbine (50) is greater than the first at high rotational speeds of the shaft (83) directed to the turbine (50) second bleed air flow (A), so that (c) at low rotational speeds of the shaft (83) of the first and second bleed air flow (A, B) is supplied to the turbine disks (50-1, 50-2), wherein the second, warmer bleed air stream (A) heats the turbine disks, while at high rotational speeds of the shaft (83), the first, cooler bleed air stream (B) is primarily supplied to the turbine disks (50-1, 50-2) e cools.

Description

Die Erfindung betrifft eine Gasturbine gemäß dem Oberbegriff des Anspruchs 1 und ein Verfahren zum Konditionieren der Temperatur einer Turbinenscheibe einer Gasturbine. The invention relates to a gas turbine according to the preamble of claim 1 and a method for conditioning the temperature of a turbine disk of a gas turbine.

Eine Turbinenscheibe eines Rotors einer Turbinenstufe einer Gasturbine weist einen Temperaturgradienten zwischen ihrem radial inneren Bereich, der an die Turbinenwelle angrenzt, und ihrem radial äußeren Bereich, an dem die Turbinenschaufeln angeordnet sind und der den heißen Gasen der Brennkammer ausgesetzt ist, auf. Dieser Temperaturgradient ist insbesondere in Hochdruckturbinen sehr groß und verursacht in nachteiliger Weise hohe Spannungen in der Turbinenscheibe, die durch Extramaterial ausgeglichen werden müssen, was mit zusätzlichen Kosten und Gewicht verbunden ist. A turbine disk of a rotor of a turbine stage of a gas turbine has a temperature gradient between its radially inner region, which is adjacent to the turbine shaft, and its radially outer region, on which the turbine blades are arranged and which is exposed to the hot gases of the combustion chamber. This temperature gradient is particularly large in high-pressure turbines and causes disadvantageously high voltages in the turbine disk, which must be compensated by extra material, which is associated with additional costs and weight.

Zur Reduzierung des Temperaturgradienten ist es bekannt, die Turbinenscheiben zu kühlen. Hierzu kann vorgesehen sein, aus dem Luftstrom im Verdichter einen Entnahmeluftstrom als Kühlluft abzuzweigen. Der Entnahmeluftstrom wird in einer Ausgestaltung zwischen zwei benachbarten Rotorscheiben eines Verdichters beispielsweise durch Lochpassagen in einer der Rotorscheiben des Verdichters abgezweigt und strömt durch eine Zwischenscheibenkammer zwischen den beiden Rotorscheiben in Richtung der Welle. Der Entnahmeluftstrom wird nach dem Durchströmen der Zwischenscheibenkammer an der Welle entlang stromab in den Bereich der Turbine geleitet. To reduce the temperature gradient, it is known to cool the turbine disks. For this purpose, it may be provided to divert a bleed air flow as cooling air from the air flow in the compressor. In one embodiment, the bleed air flow is branched off between two adjacent rotor disks of a compressor, for example through hole passages in one of the rotor disks of the compressor, and flows through an intermediate disk chamber between the two rotor disks in the direction of the shaft. The bleed air stream, after flowing through the inter-disk chamber, is directed along the shaft downstream into the area of the turbine.

Die radiale Luftentnahme bei sehr hohen Rotorgeschwindigkeiten und die anschließende Umlenkung der Strömung im Bereich der Welle in axiale Richtung verursachen einen nicht zu vernachlässigenden Druckverlust. Insbesondere bilden die Entnahmeluftströme in der Zwischenscheibenkammer ohne weitere Maßnahme einen freien Entnahmeluftwirbel aus, durch den hohe Druckverluste entstehen. Um einen möglichst geringen Druckverlust zu erreichen, ist es bekannt, Wirbelgleichrichter („vortex reducer“) einzusetzen. Diese sind im einfachsten Fall gerade, radial nach innen gerichtete Röhrchen oder Rohrsysteme, in denen die Luft zwangsgeführt wird. Sie leiten die Entnahmeluft (Kühlluft) in das Zentrum der Welle. The radial air extraction at very high rotor speeds and the subsequent deflection of the flow in the region of the shaft in the axial direction cause a not insignificant pressure loss. In particular, the extraction air flows in the inter-disk chamber without further action form a free extraction air vortex, caused by the high pressure losses. In order to achieve the lowest possible pressure loss, it is known to use vortex reducers. These are in the simplest case straight, radially inwardly directed tubes or pipe systems in which the air is positively driven. They direct the extraction air (cooling air) into the center of the shaft.

Der Vorteil eines Wirbelgleichrichters liegt darin, dass die Luft beim Durchströmen der Zwischenscheibenkammer zur Wellenmitte hin keine oder eine nur geringe Zunahme ihrer Umfangsgeschwindigkeit erfährt und somit keinen freien Wirbel ausbildet. Damit fällt der einhergehende Druckverlust geringer aus, als dies im Vergleich zu einem nicht drallreduzierten System der Fall wäre. The advantage of a vortex rectifier is that the air when flowing through the disc chamber to the shaft center undergoes little or no increase in their peripheral speed and thus forms no free vortex. Thus, the concomitant pressure loss is lower than would be the case compared to a non-swirl reduced system.

Aus der WO 2013/162752 A1 ist ein Flugtriebwerk bekannt, das im Bereich des Verdichters neben einem ersten Wirbelgleichrichter einen stromabwärts dazu angeordneten zweiten Wirbelgleichrichter aufweist. From the WO 2013/162752 A1 an aircraft engine is known, which has in the region of the compressor in addition to a first vortex rectifier downstream arranged second vortex rectifier.

Der vorliegenden Erfindung liegt die Aufgabe zu Grunde, eine Gasturbine bereitzustellen, bei der die Spannungen, die aufgrund des Temperaturgradienten auf eine Turbinenscheibe wirken, reduziert sind. Des Weiteren soll ein Verfahren zum Konditionieren der Temperatur einer Turbinenscheibe einer Gasturbine bereitgestellt werden. The object of the present invention is to provide a gas turbine in which the stresses acting on a turbine disk due to the temperature gradient are reduced. Furthermore, a method for conditioning the temperature of a turbine disk of a gas turbine is to be provided.

Diese Aufgabe wird durch eine Gasturbine mit den Merkmalen des Anspruchs 1 und ein Verfahren zum Konditionieren der Temperatur einer Turbinenscheibe einer Gasturbine mit den Merkmalen des Anspruchs 16 gelöst. Ausgestaltungen der Erfindung sind in den Unteransprüchen angegeben. This object is achieved by a gas turbine with the features of claim 1 and a method for conditioning the temperature of a turbine disk of a gas turbine having the features of claim 16. Embodiments of the invention are specified in the subclaims.

Danach betrachtet die Erfindung eine Gasturbine, die einen Verdichter mit einer Mehrzahl von Verdichterstufen aufweist, wobei jede Verdichterstufe einen Rotor und einen Stator aufweist und wobei jeder Rotor eine Verdichterscheibe umfasst. Die Gasturbine umfasst des Weiteren eine Turbine mit mindestens einer Turbinenstufe, wobei jede Turbinenstufe einen Rotor und einen Stator aufweist und wobei jeder Rotor eine Turbinenscheibe umfasst. Es ist eine Welle (Turbinenwelle) vorgesehen, die den Verdichter und die Turbine miteinander verbindet. Die Gasturbine bildet durch geeignete Öffnungen und Luftführungseinrichtungen einen ersten, kühleren Entnahmeluftstrom und einen zweiten, wärmeren Entnahmeluftstrom aus, die vom Verdichter abgezweigt werden, wobei der zweite Entnahmeluftstrom einer höheren Stufe des Verdichters entnommen ist als der erste Entnahmeluftstrom. Dabei weist der Verdichter eine erste Führungseinrichtung zum Führen des ersten Entnahmeluftstroms in Richtung der Welle und eine zweite Führungseinrichtung zum Führen des zweiten Entnahmeluftstroms in Richtung der Welle auf. Die ersten und zweiten Entnahmeluftströme werden an der Welle entlang stromab zur Turbine geleitet. Dabei ist die zweite Führungseinrichtung stromabwärts der ersten Führungseinrichtung angeordnet. Thereafter, the invention contemplates a gas turbine having a compressor with a plurality of compressor stages, each compressor stage having a rotor and a stator, and wherein each rotor comprises a compressor disk. The gas turbine further includes a turbine having at least one turbine stage, each turbine stage having a rotor and a stator and wherein each rotor comprises a turbine disk. There is a shaft (turbine shaft) that connects the compressor and the turbine. The gas turbine forms a first, cooler bleed air stream and a second, warmer bleed air stream diverted from the compressor through suitable openings and air guide means, the second bleed air stream being taken from a higher stage of the compressor than the first bleed air stream. In this case, the compressor has a first guide device for guiding the first extraction air flow in the direction of the shaft and a second guide device for guiding the second extraction air flow in the direction of the shaft. The first and second bleed air streams are directed along the shaft downstream of the turbine. In this case, the second guide device is arranged downstream of the first guide device.

Bei einer solchen Gasturbine ist erfindungsgemäß vorgesehen, dass die erste Führungseinrichtung und die zweite Führungseinrichtung derart ausgebildet sind, dass

• – der zur Turbine geleitete zweite Entnahmeluftstrom bei niedrigen Rotationsgeschwindigkeiten der Welle größer als der zur Turbine geleitete erste Entnahmeluftstrom oder gleich diesem ersten Entnahmeluftstrom ist, und
• – der zur Turbine geleitete erste Entnahmeluftstrom bei hohen Rotationsgeschwindigkeiten der Welle größer ist als der zur Turbine geleitete zweite Entnahmeluftstrom,
• – so dass bei niedrigen Rotationsgeschwindigkeiten der Welle der erste und der zweite Entnahmeluftstrom den Turbinenscheiben zugeführt wird, wobei der zweite, wärmere Entnahmeluftstrom die Turbinenscheiben erwärmt, während bei hohen Rotationsgeschwindigkeiten der Welle überwiegend der erste, kühlere Entnahmeluftstrom den Turbinenscheiben zugeführt wird und diese kühlt.

In such a gas turbine, the invention provides that the first guide device and the second guide device are designed such that

• The second bleed air stream directed to the turbine at low rotational speeds of the shaft is greater than or equal to the first bleed air flow conducted to the turbine, and
• - The guided to the turbine first bleed air flow at high rotational speeds of the Wave is greater than the second bleed air flow conducted to the turbine,
• So that at low rotational speeds of the shaft, the first and second bleed air streams are supplied to the turbine disks, the second, warmed bleed air stream heating the turbine disks, while at high shaft rotation speeds, the first, cooler bleed air stream is fed to and cools the turbine disks.

Die erfindungsgemäße Lösung beruht somit auf der Idee, Entnahmeluftströme nicht nur zum Kühlen, sondern auch zum Erwärmen einer Turbinenscheibe zu verwenden, und zwar abhängig vom Betriebszustand der Gasturbine und unter Verwendung eines weiteren Entnahmeluftstroms, der einer höheren Stufe des Verdichters entnommen ist und daher eine höhere Temperatur aufweist. Hierdurch wird der Temperaturgradient der Turbinenscheibe insgesamt reduziert, mit positiven Folgen für Materialeinsatz, Lebensdauer und Kosten. The solution according to the invention is therefore based on the idea of using bleed air flows not only for cooling but also for heating a turbine disk, depending on the operating state of the gas turbine and using a further bleed air flow, which is taken from a higher stage of the compressor and therefore a higher Temperature has. As a result, the temperature gradient of the turbine disk is reduced overall, with positive consequences for material usage, life and cost.

Die Erfindung sieht dabei vor, durch die Ausgestaltung der ersten und zweiten Führungseinrichtung zwischen den verschiedenen Entnahmeluftströmen abhängig vom Betriebszustand zu schalten. Die Rotationsgeschwindigkeit der Turbinenwelle dient dabei gewissermaßen als Schalter, ohne dass ein Schalter tatsächlich vorhanden ist. Die Funktionsweise ist derart, dass die zweite Führungseinrichtung eine Verwirbelung des zweiten Entnahmeluftstroms bei hohen Rotationsgeschwindigkeiten der Welle in geringerem Maße verhindert als die erste Führungseinrichtung eine Verwirbelung des ersten Entnahmeluftstroms. Dies führt dazu, dass der zweite Entnahmeluftstrom mit zunehmender Rotationsgeschwindigkeit der Turbinenwelle zunehmend verwirbelt, wodurch Druckverluste entstehen, und dieser dementsprechend in zunehmend geringerem Maß der Turbine zugeführt wird, während er bei niedrigeren Rotationsgeschwindigkeiten die Turbinenscheibe erwärmt. Die erste Führungseinrichtung wirkt dagegen einer Verwirbelung des ersten Entnahmeluftstroms über den gesamten Rotationsgeschwindigkeitsbereich der Turbinenwelle entgegen, so dass mit zunehmenden Rotationsgeschwindigkeit der Turbinenwelle der erste Entnahmeluftstrom zunehmend dominiert und eine Kühlung der Turbinenscheibe herbeiführt. The invention provides, by the configuration of the first and second guide means between the various extraction air flows to switch depending on the operating condition. The rotational speed of the turbine shaft serves as it were as a switch, without a switch is actually present. The operation is such that the second guide means prevents turbulence of the second bleed air flow at high rotational speeds of the shaft to a lesser extent than the first guide means a turbulence of the first bleed air flow. As a result, the second bleed air stream increasingly swirls with increasing rotational speed of the turbine shaft, resulting in pressure losses, and this is accordingly supplied to the turbine to an increasingly lesser extent, while heating the turbine disk at lower rotational speeds. By contrast, the first guide device counteracts swirling of the first bleed air flow over the entire rotational speed range of the turbine shaft, so that with increasing rotational speed of the turbine shaft, the first bleed air flow increasingly dominates and causes cooling of the turbine disk.

Grundlage der „Schaltung“ zwischen den unterschiedlichen Entnahmeluftströmen ist somit der Umstand, dass die zweite Führungseinrichtung den zweiten Entnahmeluftstrom nur bei relativ geringen Rotationsgeschwindigkeiten der Turbinenwelle in erheblichem Maße bereitstellt, da mit zunehmender Rotationsgeschwindigkeit die auf den zweiten Entnahmeluftstrom wirkendenden Trägheitskräfte und eine damit einhergehende Verwirbelung zu immer stärkeren Druckverlusten führen. The basis of the "circuit" between the different bleed air flows is thus the fact that the second guide device provides the second bleed air flow only at relatively low rotational speeds of the turbine shaft to a considerable extent, as with increasing rotational speed acting on the second bleed air flow inertial forces and an associated turbulence to lead to ever greater pressure losses.

Dementsprechend ist die erste Führungseinrichtung gemäß einem Ausführungsbeispiel derart ausgebildet, dass sie einer Verwirbelung des ersten Entnahmeluftstroms über den gesamten Rotationsgeschwindigkeitsbereich der Welle entgegenwirkt, während die zweite Führungseinrichtung derart ausgebildet ist, dass sie einer Verwirbelung des zweiten Entnahmeluftstroms nur bei niedrigen Rotationsgeschwindigkeiten der Welle entgegenwirkt. Accordingly, according to one embodiment, the first guide device is designed such that it counteracts a turbulence of the first bleed air flow over the entire rotational speed range of the shaft, while the second guide device is designed such that it counteracts a turbulence of the second bleed air flow only at low rotational speeds of the shaft.

Die erste Führungseinrichtung ist gemäß einer Ausgestaltung der Erfindung als (erster) Wirbelgleichrichter ausgebildet. Beispielsweise handelt es sich um einen Wirbelgleichrichter in Röhrenbauweise, der typischerweise sich radial erstreckende Röhren zur Führung des ersten Entnahmeluftstroms aufweist. Solche Wirbelgleichrichter sind beispielsweise aus der DE 10 2005 040 575 A1 bekannt. The first guide device is designed according to an embodiment of the invention as a (first) vortex rectifier. For example, it is a tube-type vortex rectifier that typically has radially extending tubes for guiding the first bleed airflow. Such vortex rectifiers are for example from DE 10 2005 040 575 A1 known.

Eine Ausgestaltung der Erfindung sieht vor, dass die zweite Führungseinrichtung ebenfalls ein (zweiter) Wirbelgleichrichter ist, wobei der zweite Wirbelgleichrichter derart ausgebildet ist, dass er einer Verwirbelung des zweiten Entnahmeluftstroms in geringerem Maße entgegenwirkt als der erste Wirbelgleichrichter einer Verwirbelung des ersten Entnahmeluftstroms. Dabei kann es sich so verhalten, dass der zweite Wirbelgleichrichter ebenfalls in Röhrenbauweise ausgeführt ist, wobei die Röhren des zweiten Wirbelgleichrichters kürzer ausgebildet sind als die Röhren des ersten Wirbelgleichrichters. An embodiment of the invention provides that the second guide device is also a (second) vortex rectifier, wherein the second vortex rectifier is designed such that it counteracts a turbulence of the second bleed air flow to a lesser extent than the first vortex rectifier turbulence of the first bleed air flow. It may behave so that the second vortex rectifier is also designed in tube construction, wherein the tubes of the second vortex rectifier are formed shorter than the tubes of the first vortex rectifier.

Grundsätzlich kann vorgesehen sein, dass die zweite Führungseinrichtung als Wirbelgleichrichter mit oder ohne Röhren, d.h. in beliebiger Bauart, oder in anderer Weise zur Luftführung ausgebildet ist. Dabei kann auch vorgesehen sein, dass die zweite Führungseinrichtung schlicht durch eine Zwischenscheibenkammer (ohne Wirbelgleichrichter) ausgebildet ist, d.h. eine Kammer, die durch die Verdichterscheiben zweier angrenzender Verdichterstufen gebildet ist. In einer solchen Zwischenscheibenkammer ohne Wirbelgleichrichter kann sich ein Wirbel ausbilden, wobei die Wirbelbildung mit zunehmender Rotationsgeschwindigkeit aufgrund der stärker werdenden Zentrifugalkräfte zunimmt, was mit einem steigenden Druckverlust verbunden ist. In principle, it can be provided that the second guide device is in the form of a vortex rectifier with or without tubes, i. in any design, or designed in another way for air flow. It can also be provided that the second guide means is simply formed by an intermediate disc chamber (without vortex rectifier), i. a chamber formed by the compressor disks of two adjacent compressor stages. In such a disc chamber without vortex rectifier, a vortex can form, wherein the vortex formation increases with increasing rotational speed due to the increasing centrifugal forces, which is associated with an increasing pressure loss.

In einer solchen ohne Wirbelgleichrichter ausgebildeten Zwischenscheibenkammer kann in einer Ausgestaltung vorgesehen sein, dass in der stromabwärts gerichteten Verdichterscheibe der Zwischenscheibenkammer ein oder mehrere Öffnungen zum Beeinflussen des zweiten Entnahmeluftstroms ausgebildet sind. Solche Öffnungen können den zweiten Entnahmeluftstrom im Sinne einer Wirbelreduzierung beeinflussen. In such an intermediate disk chamber formed without a vortex rectifier, it can be provided in one embodiment that one or more openings for influencing the second bleed air flow are formed in the downstream compressor disk of the intermediate disk chamber. Such openings may affect the second bleed air flow in the sense of a vortex reduction.

Eine Ausgestaltung der Erfindung sieht vor, dass die erste Führungseinrichtung und die zweite Führungseinrichtung mindestens zwei Verdichterstufen beabstandet sind, d.h. die beiden Entnahmeluftströme nicht von benachbarten Stufen entnommen sind. Beispielsweise sind die erste Führungseinrichtung und die zweite Führungseinrichtung drei Verdichterstufen beabstandet. So kann, sofern es sich bei dem Verdichter um einen Hochdruckverdichter und bei der Turbine um eine Hochdruckturbine handelt, vorgesehen sein, dass die erste Führungseinrichtung zwischen den Verdichterscheiben der Stufen 6 und 7 und die zweite Führungseinrichtung zwischen den Verdichterscheiben der Stufen 9 und 10 ausgebildet ist. An embodiment of the invention provides that the first guide means and the second guide means are spaced apart at least two compressor stages, that is, the two bleed air streams are not taken from adjacent stages. For example, the first guide means and the second guide means are spaced three compressor stages. Thus, if the compressor is a high-pressure compressor and the turbine is a high-pressure turbine, it may be provided that the first guide device is formed between the compressor disks of stages 6 and 7 and the second guide device is formed between the compressor disks of stages 9 and 10 ,

Eine Beabstandung der ersten und zweiten Führungseinrichtung um mindestens zwei Verdichterstufe ist mit dem Vorteil verbunden, dass die Temperaturunterschiede und Druckunterschiede zwischen den beiden Entnahmeluftströmen groß sind, insbesondere die zum Wärmen der Turbinenscheibe vorgesehene Luft des zweiten Entnahmeluftstroms eine hohe Temperatur besitzt. Je höher die Verdichterstufe ist, aus der der zweite Entnahmeluftstrom entnommen wird, desto höher ist dessen Temperatur, und je niedriger die Verdichterstufe, aus der der erste Entnahmeluftstrom entnommen wird, desto niedriger ist dessen Temperatur. Je größer aber die Temperaturunterschiede zwischen den beiden Entnahmeluftströmen, desto effektiver kann ein Temperaturgradient der Turbinenscheibe reduziert werden. A spacing of the first and second guide means by at least two compressor stage is associated with the advantage that the temperature differences and pressure differences between the two bleed air streams are large, in particular the provided for the heating of the turbine disk air of the second bleed air flow has a high temperature. The higher the compressor stage from which the second bleed air stream is taken, the higher its temperature, and the lower the compressor stage from which the first bleed air stream is taken, the lower its temperature. However, the greater the temperature differences between the two bleed air streams, the more effectively a temperature gradient of the turbine disk can be reduced.

Gemäß einer Ausgestaltung der Erfindung ist vorgesehen, dass – sofern es sich bei der Gasturbine um ein Flugtriebwerk handelt – niedrige Rotationsgeschwindigkeiten der Welle solche sind, bei denen sich das Flugtriebwerk im Bodenleerlauf (ground idle) oder im Flugleerlauf (flight idle) befindet. Dagegen sind hohe Rotationsgeschwindigkeiten der Welle solche, bei denen das Flugtriebwerk sich im Startschub (MTO = Maximum Takeoff Thrust), im Steigflugschub (MCL = Maximum Climb Thrust) oder im Reiseflugschub (MCR = Maximum Cruise Thrust) befindet. According to one embodiment of the invention, it is provided that-if the gas turbine is an aircraft engine-low rotational speeds of the shaft are those in which the aircraft engine is in ground idle or in flight idle. By contrast, high rotational speeds of the shaft are those in which the aircraft engine is in the maximum takeoff thrust (MTO), in the maximum climb thrust (MCL) or in the maximum cruise thrust (MCR).

Eine weitere Ausgestaltung der Erfindung sieht vor, dass die erste Führungseinrichtung und die zweite Führungseinrichtung derart ausgebildet sind, dass der zweite Entnahmeluftstrom bei hohen Rotationsgeschwindigkeiten der Welle kleiner oder gleich einem Drittel, insbesondere kleiner oder gleich einem Viertel, insbesondere kleiner oder gleich einem Fünftel des ersten Entnahmeluftstroms ist. A further embodiment of the invention provides that the first guide device and the second guide device are designed such that the second bleed air flow at high rotational speeds of the shaft is less than or equal to one third, in particular less than or equal to a quarter, in particular less than or equal to one fifth of the first Discharge air flow is.

Die Erfindung betrifft in einem weiteren Erfindungsaspekt ein Verfahren zum Konditionieren der Temperatur einer Turbinenscheibe einer Gasturbine. Das Verfahren umfasst die Schritte:

• – Kühlen der Turbinenscheibe bei hohen Rotationsgeschwindigkeiten der Turbinenwelle mit einem ersten, kühleren Entnahmeluftstrom eines Verdichters der Gasturbine, der einer niedrigeren Stufe des Verdichters entnommen ist,
• – Erwärmen der Turbinenscheibe bei niedrigen Rotationsgeschwindigkeiten der Turbinenwelle mit einem zweiten, wärmeren Entnahmeluftstrom des Verdichters, der einer höheren Stufe des Verdichters entnommen ist.

In a further aspect of the invention, the invention relates to a method for conditioning the temperature of a turbine disk of a gas turbine. The method comprises the steps:

• Cooling the turbine disk at high rotational speeds of the turbine shaft with a first, cooler bleed air stream of a compressor of the gas turbine, which is taken from a lower stage of the compressor,
• - Heating the turbine disk at low rotational speeds of the turbine shaft with a second, warmer bleed air flow of the compressor, which is taken from a higher stage of the compressor.

Dabei kann vorgesehen sein, dass zwischen einer Bereitstellung primär des ersten, kühleren Entnahmeluftstroms und einer Bereitstellung primär des zweiten, wärmeren Entnahmeluftstroms abhängig von der Rotationsgeschwindigkeit der Turbinenwelle geschaltet wird, indem mittels erster und zweiter Führungseinrichtungen zur Führung der ersten und zweiten Entnahmeluftströme eine Verwirbelung der Entnahmeluftströme abhängig von der Rotationsgeschwindigkeit der Turbinenwelle in unterschiedlichem Maße verhindert wird. It can be provided that is switched between a primary supply of the first, cooler bleed air flow and a provision of the second, warmer bleed air flow depending on the rotational speed of the turbine shaft by means of first and second guide means for guiding the first and second bleed air flows a turbulence of the bleed air streams depending on the rotational speed of the turbine shaft is prevented to varying degrees.

Dabei kann weiter vorgesehen sein, dass die zweite Führungseinrichtung einer Verwirbelung des zweiten Entnahmeluftstroms bei hohen Rotationsgeschwindigkeiten der Turbinenwelle nicht oder nur in geringerem Maße als die erste Führungseinrichtung entgegenwirkt, so dass mit zunehmender Rotationsgeschwindigkeit der Turbinenwelle der zweite Entnahmeluftstrom zunehmend verwirbelt und in zunehmend geringerem Maß der Turbine zugeführt wird, während er bei niedrigeren Rotationsgeschwindigkeiten die Turbinenscheibe erwärmt. It can further be provided that the second guide means counteracts a turbulence of the second bleed air flow at high rotational speeds of the turbine shaft or only to a lesser extent than the first guide means, so that increasingly swirls with increasing rotational speed of the turbine shaft of the second bleed air stream and to an increasingly lesser extent the Turbine is supplied while it heats the turbine disk at lower rotational speeds.

Die erste Führungseinrichtung wirkt einer Verwirbelung des ersten Entnahmeluftstroms durch Ausbildung als Wirbelgleichrichter dagegen über den Rotationsgeschwindigkeitsbereich der Turbinenwelle entgegen, so dass mit zunehmenden Rotationsgeschwindigkeit der Turbinenwelle der erste Entnahmeluftstrom zunehmend dominiert und eine Kühlung der Turbinenscheibe herbeiführt. On the other hand, the first guide device counteracts turbulence of the first bleed air stream by forming a vortex rectifier over the rotational speed range of the turbine shaft, so that with increasing rotational speed of the turbine shaft, the first bleed air flow increasingly dominates and causes cooling of the turbine disk.

Eine Ausgestaltung des erfindungsgemäßen Verfahrens sieht vor, dass zum Erwärmen der Turbinenscheibe bei niedrigen Rotationsgeschwindigkeiten der Turbinenwelle der zweite, wärmere Entnahmeluftstrom des Verdichters derart geführt wird, dass er zuerst die radial inneren, an die Turbinenwelle angrenzenden Bereiche der Turbinenscheibe bestreicht und erwärmt. Dies erlaubt es, den Temperaturgradienten der Turbinenscheibe besonders effektiv zu reduzieren, da die radial äußeren Bereiche der Turbinenscheibe aufgrund der angrenzenden heißen Gase der Brennkammer eine hohe Temperatur aufweisen und dementsprechend eine Erhöhung der Temperatur der radial inneren, an die Turbinenwelle angrenzenden Bereiche der Turbinenscheibe bei niedrigen Rotationsgeschwindigkeiten den Temperaturgradienten zwischen den radial inneren und den radial äußeren Bereichen der Turbinenscheibe reduziert. An embodiment of the method according to the invention provides that for heating the turbine disk at low rotational speeds of the turbine shaft, the second, warmer bleed air stream of the compressor is guided such that it first sweeps and heats the radially inner regions of the turbine disk adjacent to the turbine shaft. This makes it possible to reduce the temperature gradient of the turbine disk in a particularly effective manner, since the radially outer regions of the turbine disk have a high temperature due to the adjacent hot gases of the combustion chamber and, accordingly, an increase in the temperature of the radially inner regions of the turbine disk adjacent to the turbine shaft at low temperatures Rotation speeds the Temperature gradient between the radially inner and the radially outer portions of the turbine disc reduced.

Die Erfindung wird nachfolgend unter Bezugnahme auf die Figuren der Zeichnung anhand mehrerer Ausführungsbeispiele näher erläutert. Es zeigen: The invention will be explained in more detail with reference to the figures of the drawing with reference to several embodiments. Show it:

1 eine vereinfachte schematische Schnittdarstellung einer als Zweistrom-Strahltriebwerk ausgebildeten Gasturbine; 1 a simplified schematic sectional view of a designed as a two-stream jet engine gas turbine;

2 ein Ausführungsbeispiel einer Temperaturverteilung zweier Turbinenscheiben einer Gasturbine; 2 an embodiment of a temperature distribution of two turbine disks of a gas turbine;

3a ein erstes Ausführungsbeispiel eines Hochdruckverdichters mit einer Mehrzahl von Verdichterstufen, wobei der Hochdruckverdichter in unterschiedlichen Verdichterstufen erste und zweite Wirbelgleichrichter aufweist; 3a a first embodiment of a high pressure compressor with a plurality of compressor stages, wherein the high pressure compressor in different compressor stages comprises first and second vortex rectifier;

3b eine schematische Darstellung der Entnahmeluftströme des Verdichters der 3a bei geringen Rotationsgeschwindigkeiten; 3b a schematic representation of the extraction air flows of the compressor of 3a at low rotational speeds;

3c eine schematische Darstellung der Entnahmeluftströme des Verdichters der 3a bei hohen Rotationsgeschwindigkeiten; 3c a schematic representation of the extraction air flows of the compressor of 3a at high rotational speeds;

4a ein zweites Ausführungsbeispiel eines Hochdruckverdichters mit einer Mehrzahl von Verdichterstufen, wobei der Hochdruckverdichter in unterschiedlichen Verdichterstufen einen Wirbelgleichrichter und eine Zwischenscheibenkammer mit freier Wirbelbildung aufweist; 4a a second embodiment of a high-pressure compressor with a plurality of compressor stages, wherein the high-pressure compressor in different compressor stages comprises a vortex rectifier and an intermediate disc chamber with free vortex formation;

4b eine schematische Darstellung der Entnahmeluftströme des Verdichters der 4a bei geringen Rotationsgeschwindigkeiten; 4b a schematic representation of the extraction air flows of the compressor of 4a at low rotational speeds;

4c eine schematische Darstellung der Entnahmeluftströme des Verdichters der 4a bei hohen Rotationsgeschwindigkeiten; 4c a schematic representation of the extraction air flows of the compressor of 4a at high rotational speeds;

5a ein drittes Ausführungsbeispiel eines Hochdruckverdichters mit einer Mehrzahl von Verdichterstufen, wobei der Hochdruckverdichter in unterschiedlichen Verdichterstufen einen Wirbelgleichrichter und eine Zwischenscheibenkammer mit freier Wirbelbildung und mit einer zusätzlichen Luftöffnung aufweist; 5a a third embodiment of a high-pressure compressor having a plurality of compressor stages, wherein the high-pressure compressor in different compressor stages comprises a vortex rectifier and an intermediate disc chamber with free vortex formation and with an additional air opening;

5b eine schematische Darstellung der Entnahmeluftströme des Verdichters der 5a bei geringen Rotationsgeschwindigkeiten; 5b a schematic representation of the extraction air flows of the compressor of 5a at low rotational speeds;

5c eine schematische Darstellung der Entnahmeluftströme des Verdichters der 5a bei hohen Rotationsgeschwindigkeiten; und 5c a schematic representation of the extraction air flows of the compressor of 5a at high rotational speeds; and

6 ein Ausführungsbeispiel einer Gasturbine mit zwei Entnahmeluftströmen im Bereich des Verdichters zum Konditionieren der Temperatur der Turbinenscheiben. 6 an embodiment of a gas turbine with two bleed air streams in the region of the compressor for conditioning the temperature of the turbine disks.

Die 1 zeigt schematisch ein Zweistrom-Strahltriebwerk 1, das eine Fanstufe mit einem Fan 10 als Niederdruckverdichter, einen Mitteldruckverdichter 20, einen Hochdruckverdichter 30, eine Brennkammer 40, eine Hochdruckturbine 50, eine Mitteldruckturbine 60 und eine Niederdruckturbine 70 aufweist. The 1 schematically shows a twin-stream jet engine 1 that a fan stage with a fan 10 as a low pressure compressor, a medium pressure compressor 20 , a high pressure compressor 30 , a combustion chamber 40 , a high-pressure turbine 50 , a medium pressure turbine 60 and a low-pressure turbine 70 having.

Der Mitteldruckverdichter 20 und der Hochdruckverdichter 30 weisen jeweils eine Mehrzahl von Verdichterstufen auf, die jeweils eine Rotorstufe und eine Statorstufe umfassen. Das Strahltriebwerk 1 der 1 weist des Weiteren drei separate Wellen auf, eine Niederdruckwelle 81, die die Niederdruckturbine 70 mit dem Fan 10 verbindet, eine Mitteldruckwelle 82, die die Mitteldruckturbine 60 mit dem Mitteldruckverdichter 20 verbindet und eine Hochdruckwelle 83, die die Hochdruckturbine 50 mit dem Hochdruckverdichter 30 verbindet. Dies ist jedoch lediglich beispielhaft zu verstehen. Wenn das Strahltriebwerk beispielsweise keinen Mitteldruckverdichter und keine Mitteldruckturbine besitzt, wären nur eine Niederdruckwelle und eine Hochdruckwelle vorhanden. The medium pressure compressor 20 and the high pressure compressor 30 each have a plurality of compressor stages, each comprising a rotor stage and a stator stage. The jet engine 1 of the 1 also has three separate waves, a low pressure wave 81 that the low-pressure turbine 70 with the fan 10 connects, a medium pressure wave 82 that the medium-pressure turbine 60 with the medium pressure compressor 20 connects and a high pressure shaft 83 that the high pressure turbine 50 with the high pressure compressor 30 combines. However, this is only to be understood as an example. For example, if the jet engine does not have a medium pressure compressor and medium pressure turbine, only a low pressure shaft and a high pressure shaft would be present.

Der Fan 10 weist eine Mehrzahl von Fan-Schaufeln 11 auf, die mit einer Fan-Scheibe 12 verbunden sind. Der Annulus der Fan-Scheibe 12 bildet dabei die radial innere Begrenzung des Strömungspfads durch den Fan 10. Radial außen wird der Strömungspfad durch ein Fangehäuse 95 begrenzt. Stromaufwärts der Fan-Scheibe 12 ist ein Nasenkonus 2 angeordnet. The fan 10 has a plurality of fan blades 11 on that with a fan-disk 12 are connected. The annulus of the fan-disc 12 forms the radially inner boundary of the flow path through the fan 10 , Radially outward, the flow path is through a fan housing 95 limited. Upstream of the fan disk 12 is a nose cone 2 arranged.

Hinter dem Fan 10 bildet das Strahltriebwerk 1 einen Sekundärstromkanal 4 und einen Primärstromkanal 5 aus. Der Primärstromkanal 5 führt durch das Kerntriebwerk, das den Mitteldruckverdichter 20, den Hochdruckverdichter 30, die Brennkammer 40, die Hochdruckturbine 50, die Mitteldruckturbine 60 und die Niederdruckturbine 70 umfasst. Dabei sind der Mitteldruckverdichter 20 und der Hochdruckverdichter 30 von einem Umfangsgehäuse 25 umgeben, dass innenseitig eine Ringraumfläche bildet, die den Primärstromkanal 5 radial außen begrenzt. Radial innen ist der Primärstromkanal 5 durch entsprechende Kranzoberflächen der Rotoren und Statoren der jeweiligen Verdichterstufen bzw. durch die Nabe oder mit der Nabe verbundene Elemente der entsprechenden Antriebswelle begrenzt. Behind the fan 10 forms the jet engine 1 a secondary flow channel 4 and a primary flow channel 5 out. The primary flow channel 5 leads through the core engine, which is the medium-pressure compressor 20 , the high pressure compressor 30 , the combustion chamber 40 , the high-pressure turbine 50 , the medium pressure turbine 60 and the low-pressure turbine 70 includes. Here are the medium-pressure compressor 20 and the high pressure compressor 30 from a peripheral housing 25 surrounded, that on the inside forms an annular space surface, the primary flow channel 5 bounded radially on the outside. Radially inside is the primary flow channel 5 limited by corresponding rim surfaces of the rotors and stators of the respective compressor stages or by the hub or with the hub connected elements of the corresponding drive shaft.

Die beschriebenen Komponenten besitzen eine gemeinsame Symmetrieachse 90. Die Symmetrieachse 90 definiert eine axiale Richtung des Flugtriebwerks. Eine radiale Richtung des Flugtriebwerks verläuft senkrecht zur axialen Richtung. The described components have a common axis of symmetry 90 , The symmetry axis 90 defines an axial direction of the aircraft engine. A radial direction of the aircraft engine is perpendicular to the axial direction.

Im Kontext der vorliegenden Erfindung sind der Verdichter und die Turbine bzw. Luftströme, die vom Verdichter entnommen und der Turbine zugeführt werden, von Bedeutung, wie nachfolgend erläutert werden wird. Die Erfindung kann dabei grundsätzlich an jedem der Paare Niederdruckverdichter/Niederdruckturbine 70, Mitteldruckverdichter 20/Mitteldruckturbine 60 und Hochdruckverdichter 30/Hochdruckturbine 50 eingesetzt werden. Die nachfolgenden Ausführungsbeispiele betrachten beispielhaft eine Luftentnahme im Hochdruckverdichter 30 und eine Zuführung der Entnahmeluft zur Hochdruckturbine 50. In the context of the present invention, the compressor and the turbine or air streams taken from the compressor and supplied to the turbine are important, as will be explained below. In principle, the invention can be applied to each of the pairs of low-pressure compressor / low-pressure turbine 70 , Medium pressure compressor 20 / Medium-pressure turbine 60 and high pressure compressor 30 / High-pressure turbine 50 be used. The following exemplary embodiments consider, for example, an air extraction in the high-pressure compressor 30 and a supply of the extraction air to the high-pressure turbine 50 ,

Zunächst wird anhand der 2 ein Temperaturgradient erläutert, der in den Turbinenscheiben einer Turbine ausgebildet ist. Die 2 zeigt zwei Turbinenscheiben 50-1, 50-2, bei denen es sich beispielsweise um Turbinenscheiben einer Hochdruckturbine handelt. Die Temperatur der Turbinenscheiben 50-1, 50-2 im Betrieb des Gasturbine nimmt nach außen radial zu. So besitzt beispielsweise die Turbinenscheibe 50-1 an einem radial innen gelegenen Punkt P2 eine Temperatur von ca. 250°C, während sie an einem radial außen gelegenen Punkt P1 eine Temperatur von ca. 600°C aufweist. Dies hängt damit zusammen, dass die radial außen gelegenen Bereiche der Turbinenscheiben benachbart der von der Brennkammer abgegebenen heißen Gase sind. First, based on the 2 a temperature gradient is explained, which is formed in the turbine disks of a turbine. The 2 shows two turbine disks 50-1 . 50-2 which are, for example, turbine disks of a high-pressure turbine. The temperature of the turbine disks 50-1 , 50-2 during operation of the gas turbine increases radially outward. For example, the turbine disk 50-1 at a radially inward point P2 has a temperature of about 250 ° C, while at a radially outward point P1 has a temperature of about 600 ° C. This is because the radially outboard portions of the turbine disks are adjacent to the hot gases discharged from the combustion chamber.

Ein großer Temperaturgradient ist nachteilig, da er zu Spannungen im Material der Turbinenscheiben führt. Zwischen dem Temperaturgradienten und den auftretenden Spannungen besteht eine direkte Korrelation. Die vorliegende Erfindung stellt Mittel bereit, die radial innen gelegenen Bereiche der Turbinenscheibe im Leerlaufbetrieb vorzuheizen, so dass der Temperaturgradient reduziert wird. Dies erlaubt es, die Turbinenscheiben leichter und kostengünstiger bereitzustellen und dabei auch die Lebenszeit der Turbinenscheiben zu erhöhen. A large temperature gradient is disadvantageous since it leads to stresses in the material of the turbine disks. There is a direct correlation between the temperature gradient and the occurring stresses. The present invention provides means for preheating the radially inboard portions of the turbine disk in idle mode such that the temperature gradient is reduced. This makes it possible to provide the turbine disks easier and less expensive, while also increasing the lifetime of the turbine disks.

Die 3a zeigt einen Verdichter einer Gasturbine, bei der es sich beispielsweise um ein Flugtriebwerk, beispielsweise um ein Turbofan-Triebwerk handelt. Der dargestellte Verdichter stellt beispielsweise den Hochdruckverdichter eines solchen Turbofan-Triebwerks dar. The 3a shows a compressor of a gas turbine, which is for example an aircraft engine, for example, a turbofan engine. The illustrated compressor represents, for example, the high pressure compressor of such a turbofan engine.

Der Verdichter 30 umfasst eine Mehrzahl von Verdichterstufen, im dargestellten Ausführungsbeispiel zehn Verdichterstufen, die jeweils einen Rotor und eine Stator (nicht dargestellt) umfassen. Jeder Rotor weist eine Rotorscheibe 30-1, ..., 30-10 auf. Am äußeren Umfang jeder Rotorscheibe sind Rotorschaufeln R1, ..., R10 angeordnet. The compressor 30 comprises a plurality of compressor stages, in the illustrated embodiment ten compressor stages, each comprising a rotor and a stator (not shown). Each rotor has a rotor disk 30-1 , ..., 30-10 on. Rotor blades R1,..., R10 are arranged on the outer circumference of each rotor disk.

Die Rotorscheiben 30-1, ..., 30-10 werden in nicht näher dargestellter Weise von einer Welle 83 angetrieben, die die Rotorscheiben mit Turbinenscheiben der Turbine des Turbofan-Triebwerks verbindet. The rotor disks 30-1 , ..., 30-10 be in a manner not shown by a wave 83 powered, which connects the rotor disks with turbine disks of the turbine of the turbofan engine.

Der Verdichter 30 ist derart ausgebildet, dass von ihm zwei Entnahmeluftströme in Richtung der Welle 83 abzweigen. Dies kann beispielsweise durch Lochpassagen in den Rotorscheiben realisiert sein, wie dem Fachmann bekannt ist, so dass hierauf nicht weiter eingegangen wird. Zum Führen der Entnahmeluftströme sind erste und zweite Führungseinrichtungen vorgesehen, die jeweils durch einen Wirbelgleichrichter 31, 32 bereitgestellt werden. Beide Wirbelgleichrichter 31, 32 sind in Röhrenbauweise ausgeführt und weisen dementsprechend eine Vielzahl von radial verlaufenden Röhren auf, die eine Zwangsführung der Entnahmeluftströme bereitstellen und dadurch die Ausbildung eines freien Wirbels, der zu einem Druckverlust führen würde, vermeiden oder reduzieren. The compressor 30 is formed such that from it two bleed air flows in the direction of the shaft 83 branch. This can be realized, for example, by hole passages in the rotor disks, as is known to the person skilled in the art, so that this will not be discussed further. For guiding the extraction air flows first and second guide means are provided, each by a vortex rectifier 31 . 32 to be provided. Both vortex rectifiers 31 . 32 are designed in a tubular construction and accordingly have a plurality of radially extending tubes, which provide a positive guidance of the extraction air flows and thereby avoid or reduce the formation of a free vortex, which would lead to a pressure loss.

Es wird darauf hingewiesen, dass von dem Verdichter 30 weitere Entnahmeluftströme abzweigen können. Da solche weiteren Entnahmeluftströme für die vorliegende Erfindung nicht von Bedeutung sind, wird hierauf nicht weiter eingegangen. It should be noted that from the compressor 30 can divert further bleed air streams. Since such further bleed air streams are not relevant to the present invention, this will not be discussed further.

Der erste Wirbelgleichrichter 31 ist zwischen den Rotorscheiben 30-6 und 30-7 der 6./7. Stufe des Verdichters 30 in einer Zwischenscheibenkammer 39 angeordnet, die zwischen diesen beiden Rotorscheiben ausgebildet ist. Der zweite Wirbelgleichrichter 32 ist zwischen den Rotorscheiben 30-9 und 30-10 der 9./10. Stufe des Verdichters 30 in einer Zwischenscheibenkammer 33 angeordnet, die zwischen diesen beiden Rotorscheiben ausgebildet ist. The first vortex rectifier 31 is between the rotor disks 30-6 and 30-7 the 6./7. Stage of the compressor 30 in an intermediate disc chamber 39 arranged, which is formed between these two rotor discs. The second vortex rectifier 32 is between the rotor disks 30-9 and 30-10 the 9th / 10th Stage of the compressor 30 in an intermediate disc chamber 33 arranged, which is formed between these two rotor discs.

Dabei verhält es sich so, dass die Röhren des ersten Wirbelgleichrichters 31 eine größere Länge besitzen als die Röhren des zweiten Wirbelgleichrichters 32 und sich dabei beispielsweise im Wesentlichen über die gesamte radiale Erstreckungslänge der Zwischenscheibenkammer 39 erstrecken. Die kürzeren Röhren des zweiten Wirbelgleichrichters 32 erstrecken sich dagegen nur über einen Bruchteil der radialen Erstreckungslänge der Zwischenscheibenkammer 33. Dies bedeutet, dass der erste Wirbelgleichrichter 31 über den gesamten Rotationsgeschwindigkeitsbereich der Welle 83 in effektiver Weise die Ausbildung eines freien Wirbels in der Zwischenscheibenkammer 39 verhindert. Die dadurch gesicherten Druckverhältnisse erlauben es, bei jeder Rotationsgeschwindigkeit der Welle (d.h. bei sämtlichen Betriebszuständen des Triebwerks (Leerlauf, Startschub, Steigflugschub oder Reiseflugschub)) einen Entnahmeluftstrom der Turbinenstufe bereitzustellen. It behaves so that the tubes of the first vortex rectifier 31 have a greater length than the tubes of the second vortex rectifier 32 and, for example, substantially over the entire radial extension length of the intermediate disc chamber 39 extend. The shorter tubes of the second vortex rectifier 32 In contrast, only extend over a fraction of the radial extension length of the intermediate disc chamber 33 , This means that the first vortex rectifier 31 over the entire rotational speed range of the shaft 83 effectively forming a free vortex in the inter-disk chamber 39 prevented. The thus secured pressure ratios make it possible to provide a bleed airflow of the turbine stage at each rotational speed of the shaft (ie all engine operating conditions (idle, takeoff thrust, climb thrust, or cruise thrust)).

Aufgrund der kürzeren Röhren des zweiten Wirbelgleichrichters 32 verhindert dieser die Ausbildung freier Wirbel jedoch nur bei niedrigen Rotationsgeschwindigkeiten der Welle 83, nämlich im Leerlauf des Triebwerks. Bei hohen Rotationsgeschwindigkeit hin sind die auftretenden Zentrifugalkräfte zu groß. Die Verwirbelung der Luft führt dabei zu Druckverlusten, die bewirken, dass der zweite Wirbelgleichrichter 32 bei hohen Rotationsgeschwindigkeiten nicht mehr oder nur noch in sehr reduziertem Ausmaß der Turbinenstufe einen Entnahmeluftstrom zuführt. Due to the shorter tubes of the second vortex rectifier 32 However, this prevents the formation of free vortex only at low Rotation speeds of the shaft 83 , namely idling the engine. At high rotation speed, the centrifugal forces that occur are too large. The turbulence of the air leads to pressure losses, which cause the second vortex rectifier 32 At high rotational speeds no longer or only to a very reduced extent the turbine stage supplies a bleed air flow.

Da gleichzeitig der erste, von dem ersten Wirbelgleichrichter 31 bereitgestellte Entnahmeluftstrom eine geringere Temperatur aufweist als der vom zweiten Wirbelgleichrichter 32 bereitgestellte Entnahmeluftstrom, da er von einer niedrigeren Stufe stammt, bedeutet dies, dass der Entnahmeluftstrom höherer Temperatur des zweiten Wirbelgleichrichters 32 nur bei niedrigen Rotationsgeschwindigkeiten der Welle in substanziellem Maße bereitgestellt wird. Der Entnahmeluftstrom geringerer Temperatur des ersten Wirbelgleichrichters wird dagegen bei sämtlichen Rotationsgeschwindigkeiten bzw. Betriebszuständen des Flugtriebwerks der Turbinenstufe bereitgestellt. Since at the same time the first, from the first vortex rectifier 31 provided bleed air flow has a lower temperature than that of the second vortex rectifier 32 provided bleed air stream, since it comes from a lower level, this means that the extraction air flow higher temperature of the second vortex rectifier 32 only at low rotational speeds of the shaft is provided in substantial measure. In contrast, the lower temperature bleed air stream of the first vortex rectifier is provided at all rotational speeds or operating states of the aircraft engine of the turbine stage.

Diese Zusammenhänge sind in den 3b und 3c schematisch dargestellt. So zeigt die 3b die Situation einer geringen Rotationsgeschwindigkeit der Welle 83, d.h. das Flugtriebwerk befindet sich im Leerlauf. Bei diesem Betriebszustand stellt der Wirbelgleichrichter 32 einen Entnahmeluftstrom A bereit. Dieser wird in Richtung der Welle 83 geleitet und dann angrenzend an die Welle 83 umgelenkt und in Richtung der Turbinenstufe geführt. Aufgrund seiner vergleichsweise hohen Temperatur führt er zu einer Erwärmung der Turbinenscheiben. These relationships are in the 3b and 3c shown schematically. That's how it shows 3b the situation of a low rotational speed of the shaft 83 ie the aircraft engine is idling. In this operating state, the vortex rectifier 32 a bleed air stream A ready. This one will be in the direction of the wave 83 passed and then adjacent to the shaft 83 deflected and guided in the direction of the turbine stage. Due to its comparatively high temperature, it leads to a warming of the turbine disks.

Die 3b ist dabei insofern schematisch und vereinfachend, als auch ein Entnahmeluftstrom mittels des ersten Wirbelgleichrichters 31 bereitgestellt wird, der in der 3b nicht dargestellt ist. Auch kann es sich so verhalten, dass der vom Wirbelgleichrichter 32 bereitgestellten Entnahmeluftstroms A sich nicht vollständig stromabwärts in Richtung der Turbinenstufe bewegt, sondern dass ein Teil dieses Entnahmeluftstroms stromaufwärts entlang der Welle 83 verläuft. Da für die Zwecke der vorliegenden Erfindung jedoch allein der der Turbinenstufe zugeführte Entnahmeluftstrom von Bedeutung ist, ist nur dieser in der 3b dargestellt. The 3b is in this respect schematic and simplistic, as well as a bleed air flow by means of the first vortex rectifier 31 is provided in the 3b not shown. It can also behave like that of the vortex rectifier 32 The bleed air stream A provided does not move completely downstream in the direction of the turbine stage, but that part of this bleed air flow is upstream along the shaft 83 runs. However, since for the purposes of the present invention, only the extraction air flow supplied to the turbine stage is of importance, only this is in the 3b shown.

Die 3c zeigt die Situation einer hohen Rotationsgeschwindigkeit der Welle 83, d.h. das Flugtriebwerk befindet sich z.B. im Startschub (MTO = Maximum Takeoff Thrust), im Steigflugschub (MCL = Maximum Climb Thrust) oder im Reiseflugschub (MCR = Maximum Cruise Thrust). Bei diesen Betriebszuständen stellt der erste Wirbelgleichrichter 31 einen Entnahmeluftstrom B bereit. Dieser wird in Richtung der Welle 83 geleitet und dann angrenzend an die Welle 83 umgelenkt und in Richtung der Turbinenstufe geführt. Aufgrund seiner vergleichsweise geringen Temperatur führt er zu einer Kühlung der Turbinenscheiben. The 3c shows the situation of a high rotational speed of the shaft 83 ie the aircraft engine is eg in take-off thrust (MTO = Maximum Takeoff Thrust), in climb-up thrust (MCL = Maximum Climb Thrust) or in cruise thrust (MCR = Maximum Cruise Thrust). In these operating states, the first vortex rectifier 31 a bleed air stream B ready. This one will be in the direction of the wave 83 passed and then adjacent to the shaft 83 deflected and guided in the direction of the turbine stage. Due to its comparatively low temperature, it leads to a cooling of the turbine disks.

Auch die 3c ist im Hinblick auf die dargestellten Luftströme schematisch und vereinfachend. Zum einen wird auch bei hohen Rotationsgeschwindigkeiten der Welle 83 der zweite Wirbelgleichrichter 32 noch einen geringen Entnahmeluftstrom bereitstellen (der zum Beispiel etwa 1/5 des Entnahmeluftstroms B beträgt). Zum anderen kann es sich so verhalten, dass der vom Wirbelgleichrichter 31 bereitgestellte Entnahmeluftstroms B sich nicht vollständig stromabwärts in Richtung der Turbinenstufe bewegt, sondern dass ein Teil dieses Entnahmeluftstroms z.B. stromaufwärts entlang der Welle 83 verläuft. Also the 3c is schematic and simplistic in view of the illustrated air flows. On the one hand, even at high rotational speeds of the shaft 83 the second vortex rectifier 32 still provide a small bleed airflow (which is, for example, about 1/5 of the bleed airflow B). On the other hand, it can behave like that of the vortex rectifier 31 provided bleed air stream B is not moved completely downstream in the direction of the turbine stage, but that a part of this bleed air flow, for example, upstream along the shaft 83 runs.

Die 4a zeigt ein weiteres Ausführungsbeispiel eines Verdichters einer Gasturbine, das sich vom Ausführungsbeispiel der 3a lediglich in der Ausbildung der zweiten Zwischenscheibenkammer 33 unterscheidet. So ist beim Ausführungsbeispiel der 4a der zweiten Zwischenscheibenkammer 33 kein Wirbelgleichrichter in Röhrenbauweise zugeordnet. Stattdessen stellt die zweite Zwischenscheibenkammer 33 einen röhrenlosen Wirbelgleichrichter bereit. Alternativ kann es sich bei der zweiten Zwischenscheibenkammer 33 um eine Struktur handeln, die keine Maßnahmen zur Unterdrückung einer freien Wirbelbildung bereitstellt. The 4a shows a further embodiment of a compressor of a gas turbine, which differs from the embodiment of the 3a only in the formation of the second disc chamber 33 different. So is the embodiment of the 4a the second disc chamber 33 no vortex rectifier assigned in tube design. Instead, put the second disc chamber 33 a tubular vortex rectifier ready. Alternatively, it may be at the second disc chamber 33 is a structure that does not provide measures to suppress free vortex formation.

Bei einer solchen Führungseinrichtung für den zweiten Entnahmeluftstrom verhält es sich in noch verstärktem Maße so, dass mit zunehmender Rotationsgeschwindigkeit der Welle 83 eine Verwirbelung des Entnahmeluftstroms stattfindet und Druckverluste auftreten. Der in der 4b dargestellte wärmere Entnahmeluftstrom A wird somit nur bei niedrigen Rotationsgeschwindigkeiten der Welle 83 bereitgestellt, während der in der 4c dargestellte kältere Entnahmeluftstrom B des Wirbelgleichrichters 31 bei sämtlichen Betriebszuständen bzw. Rotationsgeschwindigkeiten bereitgestellt wird. In such a guide device for the second bleed air flow, it behaves to an even greater extent so that with increasing rotational speed of the shaft 83 a turbulence of the bleed air flow takes place and pressure losses occur. The Indian 4b shown warmer bleed air flow A is thus only at low rotational speeds of the shaft 83 provided while in the 4c illustrated colder withdrawal air flow B of the vortex rectifier 31 is provided at all operating conditions or rotation speeds.

Die 5a zeigt ein weiteres Ausführungsbeispiel eines Verdichters einer Gasturbine. Dieses Ausführungsbeispiel unterscheidet sich lediglich in der Ausbildung der zweiten Zwischenscheibenkammer 33 von dem Ausführungsbeispiel der 4a. So sind beim Ausführungsbeispiel der 5a in der Dichtungsscheibe 30-10, die die Zwischenscheibenkammer 33 in Strömungsrichtung begrenzt, ein oder mehrere Öffnungen 34 vorgesehen. Wie in der 5b dargestellt ist, führt dies dazu, dass ein weiterer Pfad A2 für den wärmeren Entnahmeluftstrom zur Turbine bereitgestellt wird. Die 5c zeigt den kälteren Entnahmeluftstrom B des Wirbelgleichrichters 31, der bei sämtlichen Betriebszuständen bzw. Rotationsgeschwindigkeiten bereitgestellt wird. The 5a shows a further embodiment of a compressor of a gas turbine. This embodiment differs only in the construction of the second disc chamber 33 of the embodiment of 4a , Thus, in the embodiment of 5a in the gasket 30-10 holding the inter-disk chamber 33 limited in the flow direction, one or more openings 34 intended. Like in the 5b this results in providing another path A2 for the warmer bleed airflow to the turbine. The 5c shows the colder withdrawal air flow B of the vortex rectifier 31 which is provided at all operating conditions or rotational speeds.

Wiederum gilt, dass mit zunehmender Rotationsgeschwindigkeit der Welle 83 eine Verwirbelung des Entnahmeluftstroms stattfindet und Druckverluste auftreten, so dass der wärmere zweite Entnahmeluftstrom (mit den Pfaden A1, A2) nur bei niedrigen Rotationsgeschwindigkeiten der Welle 83 bereitgestellt wird, während gemäß 5c der Entnahmeluftstrom B, der vom Wirbelgleichrichter 31 geführt wird, bei sämtlichen Rotationsgeschwindigkeiten bzw. Betriebszuständen der Turbine bereitgestellt wird. Again, that holds with increasing rotational speed of the shaft 83 a turbulence of the bleed air flow takes place and pressure losses occur, so that the warmer second bleed air flow (with the paths A1, A2) only at low rotational speeds of the shaft 83 is provided while according to 5c the bleed air flow B from the vortex rectifier 31 is provided at all rotational speeds or operating states of the turbine is provided.

Die 6 zeigt ein Ausführungsbeispiel einer Gasturbine mit zwei Entnahmeluftströmen zum Konditionieren der Temperatur der Turbinenscheiben. Dabei sind nur diejenigen Bereiche der Gasturbine dargestellt, die für die vorliegende Erfindung von Bedeutung sind. So sind ein Hochdruckverdichter 30, eine Brennkammer 40 und zwei Turbinenscheiben 50-1, 50-2 einer Hochdruckturbine 50 dargestellt. Der Hochdruckverdichter 30 umfasst, wie in Bezug auf die 5a ausgeführt, Verdichterscheiben 30-4, ..., 30-10 und Verdichterschaufeln, wobei die Verdichterschaufeln zusammen mit nicht dargestellten Statorschaufeln im Primärstromkanal 5 der Gasturbine angeordnet sind. The 6 shows an embodiment of a gas turbine with two bleed air streams for conditioning the temperature of the turbine disks. Only those areas of the gas turbine are shown, which are of importance for the present invention. So are a high pressure compressor 30 , a combustion chamber 40 and two turbine disks 50-1 , 50-2 a high-pressure turbine 50 shown. The high pressure compressor 30 includes, as in terms of 5a executed, compressor discs 30-4 , ..., 30-10 and compressor blades, wherein the compressor blades together with not shown stator blades in the primary flow channel 5 the gas turbine are arranged.

In einer ersten, vorderen Zwischenscheibenkammer 39 ist ein erster Wirbelgleichrichter 31 mit lang ausgebildeten Röhren angeordnet, der einen ersten Entnahmeluftstrom B in Richtung der Welle 83 führt, wobei der Entnahmeluftstrom B entlang der Welle 83 in Richtung der Turbinenscheiben 50-1, 50-2 geleitet wird. In einer zweiten, hinteren Zwischenscheibenkammer 33 ist ein zweiter Wirbelgleichrichter 32 mit kürzer ausgebildeten Röhren angeordnet, der einen zweiten Entnahmeluftstrom A1 in Richtung der Welle 83 führt, wobei der Entnahmeluftstrom A1 entlang der Welle 83 in Richtung der Turbinenscheiben 50-1, 50-2 geleitet wird. Zusätzlich kann durch Öffnungen in der Verdichterscheibe 30-10 ein zusätzlicher Pfad A2 für Entnahmeluft bereitgestellt werden, der sich mit dem Entnahmeluftstrom A1 verbindet (vgl. insofern 5b). In a first, front intermediate disc chamber 39 is a first vortex rectifier 31 arranged with long tubes, the first bleed air flow B in the direction of the shaft 83 leads, wherein the bleed air flow B along the shaft 83 in the direction of the turbine disks 50-1 , 50-2 is directed. In a second, rear intermediate disc chamber 33 is a second vortex rectifier 32 arranged with shorter tubes, which has a second bleed air flow A1 in the direction of the shaft 83 leads, wherein the extraction air flow A1 along the shaft 83 in the direction of the turbine disks 50-1 , 50-2 is directed. In addition, through openings in the compressor disk 30-10 an additional path A2 for bleed air is provided, which connects to the bleed air stream A1 (see in this respect 5b ).

Aufgrund der beschriebenen Ausbildung des zweiten Wirbelgleichrichters 32, die gemäß den 3a bis 5c erfolgen kann, wird die wärmere Luft des zweiten Entnahmeluftstroms A1, A2 nur bei niedrigen Rotationsgeschwindigkeit in der Gasturbine bereitgestellt. Für diesen Fall erwärmt die wärmere Luft des zweiten Entnahmeluftstroms A1, A2 die an die Welle 83 angrenzenden Bereiche der Turbinenscheiben 50-1, 50-2, so dass der radiale Temperaturgradient der Turbinenscheiben 50-1, 50-2 reduziert wird. Due to the described design of the second vortex rectifier 32 according to the 3a to 5c can take place, the warmer air of the second bleed air flow A1, A2 is provided only at low rotational speed in the gas turbine. In this case, the warmer air of the second bleed air flow A1, A2 heats the to the shaft 83 adjacent areas of the turbine disks 50-1 . 50-2 , so that the radial temperature gradient of the turbine disks 50-1 . 50-2 is reduced.

Die 6 zeigt zusätzlich alternative optionale Lokalisationen von Wirbelgleichrichtern 35, 36, 37, 38. Solche weiteren Wirbelgleichrichter können alternativ oder ergänzend zu dem Wirbelgleichrichter 32 vorgesehen sein. Ihre schematische Darstellung verdeutlicht, dass die Erfindung nicht auf bestimmte Positionen eines weiteren Wirbelgleichrichters oder eine bestimmte Anzahl von zusätzlichen Entnahmeluftströmen begrenzt ist. The 6 additionally shows alternative optional locations of vortex rectifiers 35 . 36 . 37 . 38 , Such further vortex rectifiers may alternatively or in addition to the vortex rectifier 32 be provided. Its schematic representation illustrates that the invention is not limited to particular positions of another vortex rectifier or a certain number of additional bleed air streams.

Die vorliegende Erfindung beschränkt sich in ihrer Ausführung nicht auf die dargestellten Ausführungsbeispiele. Beispielsweise sind Anzahl und Form der Verdichterscheiben und der Turbinenscheiben nur beispielhaft zu verstehen. The present invention is not limited in its execution to the illustrated embodiments. For example, the number and shape of the compressor disks and the turbine disks are only to be understood as examples.

Des Weiteren wird darauf hingewiesen, dass die Merkmale der einzelnen beschriebenen Ausführungsbeispiele der Erfindung in verschiedenen Kombinationen miteinander kombiniert werden können. Sofern Bereiche definiert sind, so umfassen diese sämtliche Werte innerhalb dieser Bereiche sowie sämtliche Teilbereiche, die in einen Bereich fallen. It should also be understood that the features of each of the described embodiments of the invention may be combined in various combinations. Where ranges are defined, they include all values within those ranges as well as all subranges that fall within an area.

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Zitierte PatentliteraturCited patent literature

• WO 2013/162752 A1 [0006] WO 2013/162752 A1 [0006]
• DE 102005040575 A1 [0015] DE 102005040575 A1 [0015]

Claims (20)

Gasturbine, die aufweist: – einen Verdichter (30) mit einer Mehrzahl von Verdichterstufen, wobei jede Verdichterstufe einen Rotor und einen Stator umfasst, und wobei jeder Rotor eine Verdichterscheibe (30-1–30-10) umfasst, – eine Turbine (50) mit mindestens einer Turbinenstufe, wobei jede Turbinenstufe einen Rotor und einen Stator umfasst, und wobei jeder Rotor eine Turbinenscheibe (50-1, 50-2) umfasst, – eine Welle (83), die den Verdichter (30) und die Turbine (50) miteinander verbindet, – wobei die Gasturbine einen ersten, kühleren Entnahmeluftstrom (B) und einen zweiten, wärmeren Entnahmeluftstrom (A) ausbildet, die vom Verdichter (30) abgezweigt werden, wobei der zweite Entnahmeluftstrom (A) einer höheren Stufe des Verdichters (30) entnommen ist als der erste Entnahmeluftstrom (B), – wobei der Verdichter (30) eine erste Führungseinrichtung (31) zum Führen des ersten Entnahmeluftstroms (B) in Richtung der Welle (83) und eine zweite Führungseinrichtung (32, 33) zum Führen des zweiten Entnahmeluftstroms (A) in Richtung der Welle umfasst, und wobei die ersten und zweiten Entnahmeluftströme an der Welle (83) entlang stromab zur Turbine geleitet werden, – wobei die zweite Führungseinrichtung (32, 33) stromabwärts der ersten Führungseinrichtung (31) angeordnet ist, dadurch gekennzeichnet, dass die erste Führungseinrichtung (31) und die zweite Führungseinrichtung (32, 33) derart ausgebildet sind, dass – der zur Turbine (50) geleitete zweite Entnahmeluftstrom (A) bei niedrigen Rotationsgeschwindigkeiten der Welle (83) größer als der zur Turbine (50) geleitete erste Entnahmeluftstrom (B) oder gleich diesem ersten Entnahmeluftstrom (B) ist, und – der zur Turbine (50) geleitete erste Entnahmeluftstrom (B) bei hohen Rotationsgeschwindigkeiten der Welle (83) größer ist als der zur Turbine (50) geleitete zweite Entnahmeluftstrom (A), – so dass bei niedrigen Rotationsgeschwindigkeiten der Welle (83) der erste und der zweite Entnahmeluftstrom (A, B) den Turbinenscheiben (50-1, 50-2) zugeführt wird, wobei der zweite, wärmere Entnahmeluftstrom (A) die Turbinenscheiben erwärmt, während bei hohen Rotationsgeschwindigkeiten der Welle (83) überwiegend der erste, kühlere Entnahmeluftstrom (B) den Turbinenscheiben (50-1, 50-2) zugeführt wird und diese kühlt. Gas turbine comprising: - a compressor ( 30 ) with a plurality of compressor stages, each compressor stage comprising a rotor and a stator, and each rotor having a compressor disk ( 30-1 - 30-10 ), - a turbine ( 50 ) with at least one turbine stage, each turbine stage comprising a rotor and a stator, and each rotor having a turbine disk ( 50-1 . 50-2 ), - a wave ( 83 ), the compressor ( 30 ) and the turbine ( 50 ), wherein the gas turbine forms a first, cooler bleed air stream (B) and a second, warmer bleed air stream (A), which is separated from the compressor ( 30 ), wherein the second bleed air flow (A) of a higher stage of the compressor ( 30 ) is taken as the first bleed air stream (B), - wherein the compressor ( 30 ) a first guide device ( 31 ) for guiding the first extraction air flow (B) in the direction of the shaft ( 83 ) and a second guide device ( 32 . 33 ) for guiding the second bleed air flow (A) in the direction of the shaft, and wherein the first and second bleed air flows on the shaft ( 83 ) are passed downstream to the turbine, - wherein the second guide means ( 32 . 33 ) downstream of the first guide means ( 31 ), characterized in that the first guide means ( 31 ) and the second guide device ( 32 . 33 ) are designed such that - to the turbine ( 50 ) directed second bleed air stream (A) at low rotational speeds of the shaft ( 83 ) larger than that to the turbine ( 50 ) is the first bleed air stream (B) or equal to this first bleed air stream (B), and - the turbine ( 50 ) directed first bleed air stream (B) at high rotational speeds of the shaft ( 83 ) is larger than that to the turbine ( 50 ) directed second bleed air stream (A), - so that at low rotational speeds of the shaft ( 83 ) the first and the second bleed air stream (A, B) the turbine disks ( 50-1 . 50-2 ), wherein the second, warmer bleed air stream (A) heats the turbine disks, while at high rotational speeds of the shaft (FIG. 83 ) predominantly the first, cooler bleed air stream (B) the turbine disks ( 50-1 . 50-2 ) is supplied and this cools. Gasturbine nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die erste Führungseinrichtung (31) und die zweite Führungseinrichtung (32, 33) derart ausgebildet sind, dass die zweite Führungseinrichtung (32, 33) eine Verwirbelung des zweiten Entnahmeluftstroms (A) bei hohen Rotationsgeschwindigkeiten der Welle (83) in geringerem Maße verhindert als die erste Führungseinrichtung (31) eine Verwirbelung des ersten Entnahmeluftstroms (B). Gas turbine according to claim 1, characterized in that the first guide device ( 31 ) and the second guide device ( 32 . 33 ) are formed such that the second guide device ( 32 . 33 ) a turbulence of the second bleed air flow (A) at high rotational speeds of the shaft ( 83 ) is prevented to a lesser extent than the first guide device ( 31 ) a turbulence of the first extraction air flow (B). Gasturbine nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass die erste Führungseinrichtung (31) derart ausgebildet ist, dass sie einer Verwirbelung des ersten Entnahmeluftstroms (B) über den gesamten Rotationsgeschwindigkeitsbereich der Welle (83) entgegenwirkt. Gas turbine according to claim 1 or 2, characterized in that the first guide device ( 31 ) is configured such that it causes a turbulence of the first extraction air flow (B) over the entire rotational speed range of the shaft ( 83 ) counteracts. Gasturbine nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die zweite Führungseinrichtung (32, 33) derart ausgebildet ist, dass sie einer Verwirbelung des zweiten Entnahmeluftstroms nur bei niedrigen Rotationsgeschwindigkeiten der Welle (83) entgegenwirkt. Gas turbine according to one of the preceding claims, characterized in that the second guide device ( 32 . 33 ) is designed such that it causes a turbulence of the second bleed air flow only at low rotational speeds of the shaft ( 83 ) counteracts. Gasturbine nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die erste Führungseinrichtung (31) ein erster Wirbelgleichrichter ist. Gas turbine according to one of the preceding claims, characterized in that the first guide device ( 31 ) is a first vortex rectifier. Gasturbine nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, dass der erste Wirbelgleichrichter (31) in Röhrenbauweise ausgeführt ist. Gas turbine according to claim 5, characterized in that the first vortex rectifier ( 31 ) is executed in tube construction. Gasturbine nach Anspruch 5 oder 6, dadurch gekennzeichnet, dass die zweite Führungseinrichtung (32) ein zweiter Wirbelgleichrichter ist, wobei der zweite Wirbelgleichrichter derart ausgebildet ist, dass er einer Verwirbelung des zweiten Entnahmeluftstroms (A) in geringerem Maße entgegenwirkt als der erste Wirbelgleichrichter (31) einer Verwirbelung des ersten Entnahmeluftstroms (B). Gas turbine according to claim 5 or 6, characterized in that the second guide device ( 32 ) is a second vortex rectifier, wherein the second vortex rectifier is designed such that it counteracts a turbulence of the second bleed air flow (A) to a lesser extent than the first vortex rectifier ( 31 ) turbulence of the first bleed air stream (B). Gasturbine nach Anspruch 7, soweit rückbezogen auf Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, dass der zweite Wirbelgleichrichter (32) in Röhrenbauweise ausgeführt ist, wobei die Röhren des zweiten Wirbelgleichrichters (32) kürzer ausgebildet sind als die Röhren des ersten Wirbelgleichrichters (31). Gas turbine according to claim 7, as far as dependent on claim 6, characterized in that the second vortex rectifier ( 32 ) is designed in tube construction, wherein the tubes of the second vortex rectifier ( 32 ) are shorter than the tubes of the first vortex rectifier ( 31 ). Gasturbine nach einem der Ansprüche 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, dass die zweite Führungseinrichtung (33) durch eine Zwischenscheibenkammer ohne Wirbelgleichrichter oder ohne Wirbelgleichrichter in Röhrenbauweise ausgebildet ist. Gas turbine according to one of claims 1 to 6, characterized in that the second guide device ( 33 ) is formed by an intermediate disc chamber without vortex rectifier or without vortex rectifier in tubular construction. Gasturbine nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, dass in der stromabwärts gerichteten Verdichterscheibe (30-10) der Zwischenscheibenkammer (33) ein oder mehrere Öffnungen (34) zum Beeinflussen des zweiten Entnahmeluftstroms (A) ausgebildet sind. Gas turbine according to claim 9, characterized in that in the downstream compressor disk ( 30-10 ) of the intermediate disc chamber ( 33 ) one or more openings ( 34 ) are formed for influencing the second bleed air flow (A). Gasturbine nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die erste Führungseinrichtung (31) und die zweite Führungseinrichtung (32, 33) mindestens zwei Verdichterstufen beabstandet sind. Gas turbine according to one of the preceding claims, characterized in that the first guide device ( 31 ) and the second Leadership facility ( 32 . 33 ) are spaced at least two compressor stages. Gasturbine nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die erste Führungseinrichtung (31) und die zweite Führungseinrichtung (32, 33) drei Verdichterstufen beabstandet sind. Gas turbine according to one of the preceding claims, characterized in that the first guide device ( 31 ) and the second guide device ( 32 . 33 ) are spaced three compressor stages. Gasturbine nach Anspruch 12, dadurch gekennzeichnet, dass der Verdichter (30) ein Hochdruckverdichter und die Turbine (50) eine Hochdruckturbine ist, wobei die erste Führungseinrichtung (31) zwischen den Verdichterscheiben (30-6, 30-7) der Stufen 6 und 7 und die zweie Führungseinrichtung (32, 33) zwischen den Verdichterscheiben (30-9, 30-10) der Stufen 9 und 10 ausgebildet ist. Gas turbine according to claim 12, characterized in that the compressor ( 30 ) a high-pressure compressor and the turbine ( 50 ) is a high-pressure turbine, wherein the first guide means ( 31 ) between the compressor disks ( 30-6 . 30-7 ) of stages 6 and 7 and the two guide means ( 32 . 33 ) between the compressor disks ( 30-9 . 30-10 ) of stages 9 and 10 is formed. Gasturbine nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Gasturbine ein Flugtriebwerk ist und niedrige Rotationsgeschwindigkeiten der Welle (83) solche sind, bei denen sich das Flugtriebwerk im Bodenleerlauf oder im Flugleerlauf befindet, und hohe Rotationsgeschwindigkeiten der Welle solche sind, bei denen das Flugtriebwerk sich im Startschub, im Steigflugschub oder im Reiseflugschub befindet. Gas turbine according to one of the preceding claims, characterized in that the gas turbine is an aircraft engine and low rotational speeds of the shaft ( 83 ) are those in which the aircraft engine is in ground clearance or in flight idle, and high rotational speeds of the shaft are those in which the aircraft engine is in take-off thrust, in climb flight or cruise flight thrust. Gasturbine nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die erste Führungseinrichtung (31) und die zweite Führungseinrichtung (32, 33) derart ausgebildet sind, dass der zweite Entnahmeluftstrom (A) bei hohen Rotationsgeschwindigkeiten der Welle (83) kleiner oder gleich einem Drittel, insbesondere kleiner oder gleich einem Viertel, insbesondere kleiner oder gleich einem Fünftel des ersten Entnahmeluftstroms (B) ist. Gas turbine according to one of the preceding claims, characterized in that the first guide device ( 31 ) and the second guide device ( 32 . 33 ) are formed such that the second bleed air flow (A) at high rotational speeds of the shaft ( 83 ) is less than or equal to one third, in particular less than or equal to a quarter, in particular less than or equal to one fifth of the first extraction air flow (B). Verfahren zum Konditionieren der Temperatur einer Turbinenscheibe (50-1, 50-2) einer Gasturbine, aufweisend: – Kühlen der Turbinenscheibe (50-1, 50-2) bei hohen Rotationsgeschwindigkeiten der Turbinenwelle (83) mit einem ersten, kühleren Entnahmeluftstrom (B) eines Verdichters (30) der Gasturbine, der einer niedrigeren Stufe des Verdichters (30) entnommen ist, – Erwärmen der Turbinenscheibe (50-1, 50-2) bei niedrigen Rotationsgeschwindigkeiten der Turbinenwelle (83) mit einem zweiten, wärmeren Entnahmeluftstrom (A) des Verdichters (30), der einer höheren Stufe des Verdichters (30) entnommen ist. Method for conditioning the temperature of a turbine disk ( 50-1 . 50-2 ) of a gas turbine, comprising: - cooling the turbine disk ( 50-1 . 50-2 ) at high rotational speeds of the turbine shaft ( 83 ) with a first, cooler bleed air flow (B) of a compressor ( 30 ) of the gas turbine, a lower stage of the compressor ( 30 ), - heating the turbine disk ( 50-1 . 50-2 ) at low rotational speeds of the turbine shaft ( 83 ) with a second, warmer bleed air stream (A) of the compressor ( 30 ), which is a higher level of the compressor ( 30 ) is taken. Verfahren nach Anspruch 16, dadurch gekennzeichnet, dass zwischen einer Bereitstellung primär des ersten, kühleren Entnahmeluftstrom (B) und einer Bereitstellung primär des zweiten, wärmeren Entnahmeluftstrom (A) abhängig von der Rotationsgeschwindigkeit der Turbinenwelle (83) geschaltet wird, indem mittels erster und zweiter Führungseinrichtungen (31, 32, 33) zur Führung der ersten und zweiten Entnahmeluftströme (A, B) eine Verwirbelung der Entnahmeluftströme (A, B) abhängig von der Rotationsgeschwindigkeit der Turbinenwelle (83) in unterschiedlichem Maße verhindert wird. A method according to claim 16, characterized in that between providing primarily the first, cooler bleed air stream (B) and providing primarily the second, warmer bleed air stream (A) depending on the rotational speed of the turbine shaft ( 83 ) is switched by means of first and second guide means ( 31 . 32 . 33 ) for guiding the first and second bleed air streams (A, B) a turbulence of the bleed air streams (A, B) depending on the rotational speed of the turbine shaft ( 83 ) is prevented to varying degrees. Verfahren nach Anspruch 17, dadurch gekennzeichnet, dass die zweite Führungseinrichtung (32, 33) einer Verwirbelung des zweiten Entnahmeluftstroms (A) bei hohen Rotationsgeschwindigkeiten der Turbinenwelle (83) nicht oder nur in geringerem Maße als die erste Führungseinrichtung (31) entgegenwirkt, so dass mit zunehmender Rotationsgeschwindigkeit der Turbinenwelle (83) der zweite Entnahmeluftstrom (A) zunehmend verwirbelt und in zunehmend geringerem Maß der Turbine (50) zugeführt wird, während er bei niedrigeren Rotationsgeschwindigkeiten die Turbinenscheibe (50-1, 50-2) erwärmt. Method according to claim 17, characterized in that the second guide device ( 32 . 33 ) a turbulence of the second bleed air flow (A) at high rotational speeds of the turbine shaft ( 83 ) or only to a lesser extent than the first management facility ( 31 ) counteracts, so that with increasing rotational speed of the turbine shaft ( 83 ) the second bleed air stream (A) increasingly swirled and increasingly to a lesser extent of the turbine ( 50 ), while at lower rotational speeds, the turbine disk ( 50-1 . 50-2 ) is heated. Verfahren nach Anspruch 18, dadurch gekennzeichnet, dass die erste Führungseinrichtung (31) einer Verwirbelung des ersten Entnahmeluftstroms (B) durch Ausbildung als Wirbelgleichrichter über einen großen Rotationsgeschwindigkeitsbereich der Turbinenwelle entgegenwirkt, so dass mit zunehmenden Rotationsgeschwindigkeit der Turbinenwelle (83) der erste Entnahmeluftstrom (B) zunehmend dominiert und eine Kühlung der Turbinenscheibe (50-1, 50-2) herbeiführt. Method according to claim 18, characterized in that the first guide device ( 31 ) counteracts a turbulence of the first extraction air flow (B) by forming a vortex rectifier over a large rotational speed range of the turbine shaft, so that with increasing rotational speed of the turbine shaft ( 83 ) the first bleed air stream (B) increasingly dominates and cooling the turbine disk ( 50-1 . 50-2 ) brought about. Verfahren nach einem der Ansprüche 16 bis 19, dadurch gekennzeichnet, dass zum Erwärmen der Turbinenscheibe (50-1, 50-2) bei niedrigen Rotationsgeschwindigkeiten der Turbinenwelle (83) der zweite, wärmere Entnahmeluftstrom (A) des Verdichters (30) derart in der Gasturbine geführt wird, dass er zuerst die radial inneren, an die Turbinenwelle (61) angrenzenden Bereiche der Turbinenscheibe (50-1, 50-2) bestreicht und erwärmt. Method according to one of claims 16 to 19, characterized in that for heating the turbine disk ( 50-1 . 50-2 ) at low rotational speeds of the turbine shaft ( 83 ) the second, warmer bleed air stream (A) of the compressor (A) 30 ) is guided in the gas turbine such that it first the radially inner, to the turbine shaft ( 61 ) adjacent areas of the turbine disk ( 50-1 . 50-2 ) and heated.

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