DE102016202833A1

DE102016202833A1 - Gas turbine with cooling via the rear hollow shaft

Info

Publication number: DE102016202833A1
Application number: DE102016202833.2A
Authority: DE
Inventors: Karsten Kolk; Peter Kury; Sebastian Stock
Original assignee: Siemens AG
Current assignee: Siemens AG
Priority date: 2016-02-24
Filing date: 2016-02-24
Publication date: 2017-08-24
Also published as: DE112017000970A5; WO2017144207A1

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.The invention relates to a gas turbine (1) which has a turbine section (5) with at least three turbine stages (11, 12, 13, 14), comprising a rear hollow shaft (20) which is frictionally connected to a turbine disk (19) of the rearmost turbine stage (11). 14) is connected, and which hollow shaft (20) has at least two mutually sealed channels (31, 32), which are formed, cooling air (25) against the flow direction of the hot gas (6) in the turbine section (5) of the gas turbine (1 ).

Description

Die vorliegende Erfindung betrifft eine Gasturbine deren Turbinenabschnitt über die hintere Hohlwelle mit Kühlluft versorgt werden kann. The present invention relates to a gas turbine whose turbine section can be supplied via the rear hollow shaft with cooling air.

In einer Gasturbine werden die Bauteile in dem Turbinenabschnitt 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. In a gas turbine, the components in the turbine section are subjected to very high thermal stress due to the high temperature of the hot gas used as the working medium. Due to this high level of stress, suitable cooling measures must be taken to extend the service life of the individual components or to largely avoid structural failure.

Als Kühlmaßnahmen werden oftmals ein Kühlmedium, typischerweise Kühlluft bzw. Wasserdampf, insbesondere in das rotierende 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. As a cooling measures, a cooling medium, typically cooling air or water vapor, are often introduced, in particular into the rotating system and this discharged after thermal contact with the components to be cooled to the outside. In order to be able to provide sufficient cooling capacity, 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.

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 Leitungsabschnitte meist voneinander getrennt innerhalb des Gasturbinengehäuses geführt. So kann bspw. über geeignete Leitungsrohre, die gegenüber den benachbarten Bauteilen gasdicht abgedichtet sind, Verdichterluft zielgerichtet an den Turbinenabschnitt geführt werden. Da die benötigten Drücke für die Versorgung der einzelnen Turbinenstufen in dem Turbinenabschnitt 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. According to the prior art, different approaches for such cooling measures are discussed and implemented. Here, a distinction is made in particular between the cooling air, which is obtained from an internal withdrawal, and cooling air, which comes from an external removal. In the internal 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. Should more than one internal removal be required, the line sections are usually separated from each other within the gas turbine housing. For example, compressor air can be guided to the turbine section in a targeted manner via suitable conduits which are gas-tightly sealed against the adjacent components. 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.

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 Turbinenabschnitts diese zuzuführen und insbesondere in das rotierende System einzuspeisen. Um Wirkungsgradverluste weitgehend zu vermeiden, können hierbei sogenannte „Preswirler-Systeme“ erforderlich sein, um die Kühlluft von einem statischen System in ein rotierendes System zu überführen. Die Vorteile von äußeren Entnahmen liegen insbesondere in der Manipulierbarkeit 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 eingeleitet ( US 20090226327 ). Ebenfalls ist es denkbar, dass die Kühlluft über die Leitschaufeln des Turbinenabschnitts eingeleitet wird ( EP 1413711 ). Alternatively or additionally, it is also possible to remove air from the compressor by means of so-called external withdrawals, which are then transferred via the gas turbine housing to the outside in line systems. Subsequently, it is again necessary to supply them by suitable access in the housing of the turbine section and in particular to feed it into the rotating system. In order to largely avoid losses in efficiency, in this case so-called "preswirler systems" may be required in order to convert the cooling air from a static system into a rotating system. The advantages of external withdrawals are, in particular, the manipulability of the cooling air, wherein, for example, the cooling, filtration or even throttling and regulation of the cooling air flows can be carried out. According to a known prior art, after appropriate manipulation of the cooling air, the latter is transferred to the rotor in the region of the center section, and from there is introduced into the individual regions of the turbine section (FIG. US 20090226327 ). It is also conceivable that the cooling air is introduced via the guide vanes of the turbine section ( EP 1413711 ).

Weiterhin sind Konzepte bekannt, bei welchen Wasserdampf als Kühlmedium durch den hinteren Rotorschaft in den Turbinenabschnitt geführt wird ( US 4184797 ). Aufgrund der Dampfführung 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. Furthermore, concepts are known in which water vapor is conducted as a cooling medium through the rear rotor shaft into the turbine section ( US 4184797 ). Due to the steam guide and the thermal properties of water vapor, however, result in relatively complex flow systems, which have only an insufficient cooling effect. Thus, for example, the individual turbine stages are supplied with steam via a central distribution pipe, but the various requirements for pressure of the cooling medium can not be sufficiently taken into account. As a result, cavities and gas areas result from a reduced cooling effect and an undesired flow behavior of the cooling medium. As a result, a cooling effect of introduced under uniform pressure steam is very limited possible.

Um diesen 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. In order to avoid these known from the prior art disadvantages, a gas turbine is to be proposed, which can allow a structurally relatively simple distribution of cooling air in the turbine section. In addition, the cooling air should be able to be conditioned so that it can be suitably set for the individual turbine stages of the turbine section with regard to their physical parameters.

Diese der Erfindung zugrundeliegende Aufgabe wird gelöst durch eine Gasturbine gemäß Anspruch 1. This object of the invention is achieved by a gas turbine according to claim 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 Turbinenscheibe 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. In particular, the object underlying the invention is achieved by a gas turbine, which has 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 formed to it are, cooling air against the flow direction of the hot gas into the turbine section of the gas turbine.

Der Turbinenabschnitt ist, wie für den Fachmann leicht nachzuvollziehen ist, vorliegend als Entspannungsturbine der Gasturbine zu verstehen. The turbine section is, as will be understood by those skilled in the art, in this case to be understood as expansion turbine of the gas turbine.

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 Beanspruchung 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 fluiddynamischen Veränderung des Heißgases von der ersten Turbinenstufe zur letzten Turbinenstufe und aufgrund des Umstandes, dass Kühlluft im Normalfall mit dem Heißgas aus der Gasturbine entlassen wird, ergeben sich unterschiedliche Druckerfordernisse 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 verhältnismäßig höheren Kühlluftdruck zu versorgen. 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 exposed to the highest thermal stress. 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. Due to the thermal and fluid dynamic change of the hot gas from the first turbine stage to the last turbine stage and due to the fact that cooling air is discharged with the hot gas from the gas turbine in the normal case, there are different pressure requirements for supplying individual turbine stages with cooling air. For example, the turbine stage, which is arranged relatively closer to the front or first turbine stage compared to another, is to be supplied with a relatively higher cooling air pressure.

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. Furthermore, it should be noted that 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.

Wie dem Fachmann auch bekannt, ist das Heißgas als Arbeitsmedium in der Gasturbine geführt, wobei aus der thermischen Energie des Heißgases durch energetische Umsetzung, drehmechanische Energie gewonnen werden kann. As is also known to those skilled in the art, the hot gas is conducted as a working medium in the gas turbine, it being possible to obtain rotational mechanical energy from the thermal energy of the hot gas by means of energetic conversion.

An dieser Stelle ist auch darauf hinzuweisen, dass die hintere 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. At this point it should also be noted that the rear hollow shaft is connected directly or indirectly with the turbine disk of the rearmost turbine stage non-positively. 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.

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 versorgt 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 verständlich, dass die Verbindung des Leitungssystems für die Kühlluft mit den Kanälen in der hinteren Hohlwelle eine geeignete Abdichtung erfordert. According to the invention, it is thus provided that cooling air is supplied to the turbine section via the rear hollow shaft. For the introduction of cooling air in at least two mutually sealed channels, it is necessary that these channels are supplied by external cooling air with suitable conduit systems. 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. It will also be understood by those skilled in the art that the connection of the ducting system for the cooling air to the ducts in the rear hollow shaft requires a suitable seal.

Aufgrund des Vorsehens von zwei gegeneinander abgedichteten Kanälen in der hinteren Hohlwelle, kann Kühlluft in unterschiedliche Bereiche des Turbinenabschnitts unter verschiedenen 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 ausreichender Kühlleistung versorgt werden können. Typischerweise wird anschließend die Kühlluft über definierte Kühlluftabschnitte mit den jeweils zu kühlenden Bauteilen in thermischen Kontakt gebracht und anschließend wieder dem Heißgasstrom zur Abführung aus dem Turbinenabschnitt zugeleitet. Folglich kann den einzelnen Bereichen des Turbinenabschnitts geeignet konditionierte Kühlluft, vor allem bei unterschiedlichen Drücken, für die Erreichung einer effizienten Kühlluftversorgung des Turbinenabschnitts zugeleitet werden. Due to the provision of two mutually sealed channels in the rear hollow shaft, cooling air can be directed to different portions of the turbine section at different pressures. The two cooling air streams can also be conditioned differently with respect to their physical parameters. In this case, 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 sufficient cooling power. Typically, the cooling air is subsequently brought into thermal contact with the respective components to be cooled via defined cooling air sections and then fed back to the hot gas flow for removal from the turbine section. As a result, suitably conditioned cooling air, especially at different pressures, can be supplied to the individual regions of the turbine section for the achievement of an efficient cooling air supply of the turbine section.

Gemäß eines ersten Aspekts der vorliegenden Erfindung können die mindestens zwei gegeneinander abgedichteten Kanäle parallel oder konzentrisch zur Drehsymmetrieachse der Gasturbine angebracht sein. Die Drehsymmetrieachse der Gasturbine entspricht hierbei der zentralen Axiallinie, welche entlang des Rotors verläuft. Durch die axiale Einspeisung von Kühlluft kann diese besonders platzsparend und reibungsarm an die jeweils 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 Kanälen die Kühlluft verhältnismäßig verlustarm in das drehende System eingebracht werden. According to a first aspect of the present invention, the at least two mutually sealed channels may be mounted parallel or concentric with the rotational axis of symmetry of the gas turbine. The rotational symmetry axis of the gas turbine in this case corresponds to the central axial line, which runs along the rotor. Due to the axial feed of cooling air, these can be conducted in a particularly space-saving and low-friction manner to the respective regions of the turbine section to be cooled. In addition, the structural design of the individual channels is relatively easy. Furthermore, due to the parallel or concentric introduction of channels, the cooling air can be introduced relatively low loss in the rotating system.

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°. According to an alternative embodiment or a continuation of this idea, 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. Of the execution angle should be relatively small in this case 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 °.

Entsprechend einer weiteren Ausführungsform der Erfindung ist vorgesehen, dass einer der Kanäle in einen ersten Gaspfad mündet, aus welchem Kühlluft für eine vorbestimmte Turbinenstufe 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 hierbei besonders bevorzugt zueinander gasdicht abgedichtet, so dass sich die jeweilige Kühlluft nach Austritt aus der hinteren Hohlwelle innerhalb des Turbinenabschnitts nicht weiter mischt. Ausführungsgemäß können damit die einzelnen Turbinenstufen gezielt mit Kühlluft versorgt werden, welche vorab für die Abführung von Wärme aus der jeweiligen Turbinenstufe geeignet konditioniert wurde. Ganz besonders bevorzugt ist jeweils einer der Kanäle in der hinteren Hohlwelle einer Turbinenstufe zugeordnet, so dass eine stufenweise Kühlluftverteilung vorgenommen werden kann. Alternativ zu dieser Ausführungsform ist es auch möglich, dass zwei benachbarte Turbinenstufen jeweils gemeinsam mit Kühlluft aus einem der Kanäle versorgt werden, wobei darauf zu achten ist, dass die entsprechende Kühlluft den Druckerfordernissen der jeweils weiter vorne liegenden Turbinenstufe entspricht. According to a further embodiment of the invention it is provided that one of the channels opens into a first gas path, from which cooling air is taken for a predetermined turbine stage, and another of the channels opens into a second gas path, is taken from which cooling air for another turbine stage. The two gas paths are in this case particularly preferably sealed gas-tight to each other, so that the respective cooling air does not mix further after exiting the rear hollow shaft within the turbine section. According to the embodiment, the individual turbine stages can thus be specifically supplied with cooling air which has been suitably conditioned in advance for the removal of heat from the respective turbine stage. Very particular preference is given in each case to one of the channels in the rear hollow shaft of a turbine stage, so that a stepwise distribution of cooling air can be carried out. As an alternative to this embodiment, it is also possible that two adjacent turbine stages are each supplied together with cooling air from one of the channels, it being important to ensure that the corresponding cooling air corresponds to the pressure requirements of the respectively further upstream turbine stage.

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. According to a continuation, it is provided that the gas paths both run through a central opening in the turbine disks. However, it is not necessary here that all turbine disks have such a central opening. 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.

In einer darüber hinaus gehenden Weiterführung kann vorgesehen sein, dass die Gaspfade gegeneinander durch Kühlluftrennrohre abgedichtet sind. Dies ist wenigstens bereichsweise der Fall. Derartige Kühllufttrennrohre werden typischerweise koaxial in den Turbinenabschnitt eingebaut und sind jeweils gegenüber einzelnen Turbinenscheiben unterschiedlicher Turbinenstufen abgedichtet. Sind mehrere Kühllufttrennrohre vorhanden, werden diese gestaffelt angebracht. Insofern kann bei Führung von Kühlluft durch die entsprechenden Kühlluftrennrohre verhindert werden, dass die Kühlluft in Bereiche ausströmt, welche die Kühllufttrennrohre überbrücken sollen. In anderen Worten kann die Kühlluft gezielt in Turbinenabschnitte überführt werden, in welche die jeweiligen Kühlluftrennrohre münden. In a further going beyond can be provided that the gas paths are sealed against each other by cooling air separator pipes. This is the case at least in certain areas. Such Kühllufttrennrohre are typically installed coaxially in the turbine section and are each sealed to individual turbine disks of different turbine stages. If there are several cooling air separation pipes, these are staggered. In this respect, it can be prevented by guiding the cooling air through the corresponding cooling air separation pipes that the cooling air flows out into areas which are intended to bridge the cooling air separation pipes. In other words, the cooling air can be selectively transferred to turbine sections, into which the respective cooling air separation pipes open.

Gemäß einer vorteilhaften Weiterführung kann auch vorgesehen sein, dass die Gaspfade die Zwischenräume zwischen zwei benachbarten 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 gekühlt werden können. According to an advantageous development, provision may also be made for the gas paths to comprise the spaces between two adjacent turbine disks. In other words, takes place in the interstices cooling of the turbine disks from the outside and the cooling air does not need to be introduced into the turbine disks consuming. The interspaces are here defined by the walls of two adjacent turbine disks, wherein both turbine disks can each be cooled in half by the cooling air in the corresponding gas path.

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 Zwischenräume zwischen zwei benachbarten Turbinenscheiben umfassen. Es kann also eine Turbinenscheibe beidseitig von Kühlluft aus jeweils einem der Kanäle in der hinteren Hohlwelle gekühlt werden. Wie bereits vorab angemerkt, sollte jedoch hierbei darauf geachtet werden, dass bei Versorgung von wenigstens zwei benachbarten Zwischenräumen ein geeignetes Druckniveau der Kühlluft vorgegeben ist. According to the embodiment, 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. According to a broader idea, a gas path may comprise at least two different spaces between two adjacent turbine disks. Thus, a turbine disk can be cooled on both sides by cooling air from in each case one of the channels in the rear hollow shaft. As already noted above, however, care should be taken here that when supplying at least two adjacent spaces a suitable pressure level of the cooling air is given.

Entsprechend einer anderen besonders bevorzugten Ausführungsform der Erfindung ist vorgesehen, dass die erste Turbinenstufe eine Turbinenscheibe aufweist, welche als Vollscheibe ausgebildet ist. Die erste Turbinenstufe kann hierbei insbesondere 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 Mittensektion der Gasturbine entweichen könnte. Die Vollscheibe ist somit eine vorteilhafte Abdichtmaßnahme, um die Kühlluft geeignet im Bereich des Turbinenabschnittes zu halten. According to another particularly preferred embodiment of the invention, it is provided that the first turbine stage has a turbine disk, which is designed as a solid disk. The first turbine stage can in this case be supplied in particular by an internal removal with cooling air, for example via the rotor. 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 into the center section of the gas turbine. The solid disc is thus an advantageous sealing measure to keep the cooling air suitable in the region of the turbine section.

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. According to a further embodiment, it is provided that, with the exception of the first turbine stage and the last turbine stage, all other turbine stages in the turbine section are supplied with cooling air from the mutually sealed channels in the rear hollow shaft.

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 Rotor 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 Umgebungsdruck ausreichend ist, um die Kühlluft an den Fußbereich der letzten Turbinenstufe zu führen. Furthermore, it is conceivable that the last turbine stage can be supplied with cooling air from the exhaust gas and / or the environment. In particular, the cooling air path for the cooling air of the last turbine stage then runs at least partially through the hollow shaft and / or the bearing housing. In an advantageous embodiment, the cooling air path extends in the stator of the gas turbine. The stator comprises all non-rotating delimiters from the rotor Parts. The cooling air supply can be carried out according to the design at ambient pressure and is thus particularly efficient. In addition, it is usually only necessary to cool the foot region of the last turbine stage, so that the cooling air flow can be kept relatively small and by simple pressure-conditioning measures, the ambient pressure is sufficient to guide the cooling air to the foot region of the last turbine stage.

Nachfolgend soll die Erfindung anhand einzelner Figuren im Detail näher beschrieben werden. Hierbei ist darauf hinzuweisen, dass die Figuren lediglich schematisch zu verstehen sind und keinerlei Einschränkungen der Ausführbarkeit des Erfindungsgegenstandes zur Folge haben. The invention will be described in more detail below with reference to individual figures. It should be noted that the figures are only to be understood schematically and have no limitations on the feasibility of the subject invention result.

Fernerhin ist darauf hinzuweisen, dass alle mit gleichen Bezugszeichen versehenen Bauteile gleiche technische Wirkung aufweisen sollen. Furthermore, it should be noted that all provided with the same reference numerals components should have the same technical effect.

Weiterhin ist darauf hinzuweisen, dass die nachfolgend beschriebenen 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 miteinander kombiniert werden, ohne den Umfang der vorliegenden Erfindung zu verlassen, und soweit dem Fachmann erkenntlich ist, dass die Erfindungsaufgabe damit gelöst werden kann. Furthermore, it should be noted that the components described below can be combined in any combination with each other or in any combination with the previously described embodiments as far as the problem underlying the invention can be achieved with it. In other words, therefore, any components can be combined with each other without departing from the scope of the present invention, and as far as the skilled person will appreciate that the invention task can be solved with it.

Hierbei zeigen: Hereby show:

1 eine seitliche Querschnittsansicht durch eine Ausführungsform einer erfindungsgemäßen Gasturbine im Bereich des Turbinenabschnitts; 1 a side cross-sectional view through an embodiment of a gas turbine according to the invention in the region of the turbine section;

2 eine weitere Ausführungsform der erfindungsgemäßen Gasturbine in seitlicher Schnittansicht im Bereich des Turbinenabschnitts. 2 a further embodiment of the gas turbine according to the invention in a lateral sectional view in the region of the turbine section.

1 zeigt eine seitliche Schnittansicht durch eine Ausführungsform 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 gemeinsam eine kraftschlüssige Drehbewegung vollführen können. Die hinterste Turbinenscheibe 19 der letzten Turbinenstufe 14 ist weiter mit einer hinteren Hohlwelle 20 verspannt, die ihrerseits wiederum in einem Lager 21 gelagert ist. 1 shows a side sectional view through an embodiment of the gas turbine according to the invention 1 in the area of the turbine section 5 , where in total 4 turbine stages 11 . 12 . 13 . 14 are included. The turbine stages 11 . 12 . 13 . 14 each have a turbine disk 16 . 17 . 18 . 19 on, at 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 disks 16 . 17 . 18 . 19 are laterally clamped together so far that they can perform a non-positive rotational movement together. The rearmost turbine disk 19 the last turbine stage 14 is further with a rear hollow shaft 20 braced, in turn, in a warehouse 21 is stored.

Wird nun die hintere Hohlwelle 20 mit einer Drehbewegung beaufschlagt, 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 Drehbewegung 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 Turbinenabschnitts 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. Will now be the rear hollow shaft 20 subjected to a rotational movement, it comes because of the non-positive connection with the turbine disk 19 the last turbine stage 14 to a rotational movement of all turbine stages 11 . 12 . 13 . 14 , In the opposite case, it also comes with an admission of the individual turbine stages 11 . 12 . 13 . 14 with a rotational movement to a transmission of the same on the rear hollow shaft 20 , So, for example, during operation of the gas turbine 1 hot gas 6 in the hot gas path of the gas turbine 1 in the area of the turbine section 5 relaxed, it comes to the gradual conversion of thermal energy of the hot gas into rotary mechanical energy, the individual turbine stages 11 . 12 . 13 . 14 be rotated accordingly.

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 unterschiedliche 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 Turbinenabschnitts 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 Kühlluftrennrohr 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 benachbarten 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 Turbinenscheiben 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. Due to the high thermal load of the individual turbine stages 11 . 12 . 13 . 14 it is necessary to use these turbine stages 11 . 12 . 13 . 14 Cool with a cooling medium in a suitable manner. According to the present embodiment of the invention, the cooling air 25 via three different paths from the outside over the rear area of the gas turbine to the turbine section 5 fed. These are especially in the rear hollow shaft 20 two channels 31 . 32 provided, which concentrically in the rear hollow shaft 20 are formed. The channels 31 . 32 can, as is known in the art, be supplied via suitable conduit systems with cooling air, wherein the respective conduit systems when connected to the channels 31 . 32 have sufficient sealing measures. As a result, the cooling air can 25 via two sealed channels 31 . 32 different areas of the turbine section 5 be supplied. So that the cooling air 25 in the turbine section 5 from the individual channels 31 . 32 do not mix, are two different gas paths 33 and 34 intended. The gas paths are through a cooling air separation tube 41 separated from each other. Accordingly, the turbine disk 19 as well as this adjacent area of the turbine disk 18 with cooling air 25 from the channel 31 supplied in the rear hollow shaft. Likewise, the gas path becomes 34 with cooling air 25 from the channel 32 provided. The cooling air 25 supplies two spaces between the adjacent turbine disks 16 and 17 respectively. 17 and 18 , To the cooling air 25 from the respective channels 31 and 32 To bring as little loss to the respective areas to be cooled, have the turbine disks 17 . 18 and 19 So all turbine disks except the first turbine disk 16 , an opening 37 . 38 . 39 which is coaxial with the rotational axis of symmetry D of the gas turbine 1 are provided. As a result, the areas to be cooled with cooling air 25 initially centered over each with an opening 37 . 38 . 39 provided turbine disks 17 . 18 . 19 be supplied.

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 Turbinenabschnittes 5 verbleibt. Die erste Turbinenstufe 11, welche der ersten Turbinenscheibe 16 zugeordnet ist, kann ihrerseits 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). The first turbine disk 16 is designed as a solid disc, and thus has no central opening. As a result, the turbine disk prevents 16 also the overflow of cooling air 25 in the center section of the gas turbine 1 and ensures that the cooling air 25 only in the area of the turbine section 5 remains. The first turbine stage 11 , which is the first turbine disk 16 is assigned, in turn, can be supplied via an internal removal not shown with cooling air, wherein the cooling air into the first turbine disk 16 may be introduced or externally flowed past this (not shown).

Ausführungsgemäß ist weiterhin vorgesehen, dass die letzte Turbinenstufe 14 mit Kühlluft 25 versorgt wird, welche aus dem Abgasstrom bzw. der Umgebungsluft stammt. Die Kühlluftleitung verläuft hierbei durch das Lager 21 in einem Bereich, welcher für die Ausbildung eines nicht weiter mit Bezugszeichen versehenen Kühlluftkanals geeignet ist. Die aus dem Lager 21 abgeführte Kühlluft 25 kann durch geeignete Führungsmittel dem Fußbereich der nicht weiter mit Bezugszeichen versehenen Turbinenschaufel der Turbinenstufe 14 zugeführt werden. Bei Normalbetrieb herrscht an dieser Turbinenstufe 14 ein leichter Unterdruck vor, so dass der Umgebungsdruck bzw. der aus dem Abgasdiffusor entnommene Abgasstrom ein ausreichendes Druckniveau aufweist, um die letzte Turbinenstufe 14 mit Kühlluft 25 zu versorgen. It is further provided according to the embodiment that the last turbine stage 14 with cooling air 25 is supplied, which comes from the exhaust stream or the ambient air. The cooling air line runs through the bearing 21 in a range which is suitable for the formation of a cooling air duct, not further provided with reference numerals. The from the camp 21 discharged cooling air 25 can by suitable guide means the foot of the not further provided with reference numeral turbine blade of the turbine stage 14 be supplied. In normal operation prevails at this turbine stage 14 a slight negative pressure, so that the ambient pressure or the exhaust gas flow removed from the exhaust gas diffuser has a sufficient pressure level to the last turbine stage 14 with cooling air 25 to supply.

2 zeigt eine weitere Ausführungsform der erfindungsgemäßen 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 Abweichung von der in 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. 2 shows a further embodiment of the gas turbine according to the invention 1 in a schematic, side sectional view through the turbine section 5 , Here again are two channels 31 and 32 in the rear hollow shaft 20 arranged (only schematically shown), via which the supply of the individual turbine disks 17 . 18 . 19 can be done. The last turbine stage 14 is in turn supplied with exhaust gas from the exhaust diffuser, but the associated cooling air ducts but now not by the camp 21 but also through the rear hollow shaft 20 to lead. In deviation from the in 1 embodiment shown also has the gas turbine 1 in the present case a tie rod structure, wherein now the cooling air is no longer free through central openings of the individual turbine disks 17 . 18 . 19 can flow. Rather, suitable channels must be provided in the respective discs. The disks themselves can only be superficially cooled or, by providing suitable channels in the respective turbine disks, the targeted forwarding of the cooling air 25 cause.

Weitere Ausführungsformen ergeben sich aus den Unteransprüchen. Further embodiments emerge from the subclaims.

ZITATE ENTHALTEN IN DER BESCHREIBUNG QUOTES INCLUDE IN THE DESCRIPTION

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Zitierte PatentliteraturCited patent literature

US 20090226327 [0005] US 20090226327 [0005]
EP 1413711 [0005] EP 1413711 [0005]
US 4184797 [0006] US 4184797 [0006]

Claims

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. Gas turbine ( 1 ), which has a turbine section ( 5 ) with at least three turbine stages ( 11 . 12 . 13 . 14 ), comprising a rear hollow shaft ( 20 ), which frictionally with a turbine disk ( 19 ) of the rearmost turbine stage ( 14 ), and which hollow shaft ( 20 ) at least two mutually sealed channels ( 31 . 32 ), which are designed to cool air ( 25 ) counter to the flow direction of the hot gas ( 6 ) in the turbine section ( 5 ) of the gas turbine ( 1 ).

Gasturbine (1) gemäß Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die mindestens zwei gegeneinander abgedichteten Kanäle (31, 32) parallel oder konzentrisch zur Drehsymmetrieachse (D) der Gasturbine (1) angebracht sind. Gas turbine ( 1 ) according to claim 1, characterized in that the at least two mutually sealed channels ( 31 . 32 ) parallel or concentric to the rotational axis of symmetry (D) of the gas turbine ( 1 ) are mounted.

Gasturbine (1) gemäß einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass einer der mindestens zwei gegeneinander abgedichteten Kanäle (31, 32) in einem Winkel gegen wenigstens einen anderen Kanal (31, 32) verläuft. Gas turbine ( 1 ) according to one of the preceding claims, characterized in that one of the at least two mutually sealed channels ( 31 . 32 ) at an angle to at least one other channel ( 31 . 32 ) runs.

Gasturbine (1) gemäß einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass einer der Kanäle (31, 32) in einen ersten Gaspfad (33) mündet, aus welchem Kühlluft (25) für eine vorbestimmte Turbinenstufe (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. Gas turbine ( 1 ) according to one of the preceding claims, characterized in that one of the channels ( 31 . 32 ) into a first gas path ( 33 ), from which cooling air ( 25 ) for a predetermined turbine stage ( 11 . 12 . 23 . 14 ), and another of the channels ( 31 . 32 ) into a second gas path ( 34 ), from which cooling air ( 25 ) for another turbine stage ( 11 . 12 . 13 . 14 ) is taken.

Gasturbine (1) gemäß Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, dass die Gaspfade (33, 34) beide durch eine zentrale Öffnung (36, 37, 38, 39) in den Turbinenscheiben (16, 17, 18, 19) verlaufen. Gas turbine ( 1 ) according to claim 4, characterized in that the gas paths ( 33 . 34 ) both through a central opening ( 36 . 37 . 38 . 39 ) in the turbine disks ( 16 . 17 . 18 . 19 ).

Gasturbine (1) gemäß Anspruch 4 oder 5, dadurch gekennzeichnet, dass die Gaspfade (33, 34) gegeneinander durch Kühllufttrennrohre (41) abgedichtet sind. Gas turbine ( 1 ) according to claim 4 or 5, characterized in that the gas paths ( 33 . 34 ) against each other by cooling air separation pipes ( 41 ) are sealed.

Gasturbine (1) gemäß Anspruch 4 bis 6, dadurch gekennzeichnet, dass die Gaspfade (33, 34) die Zwischenräume zwischen zwei benachbarten Turbinenscheiben (16, 17, 18, 19) umfassen. Gas turbine ( 1 ) according to claims 4 to 6, characterized in that the gas paths ( 33 . 34 ) the spaces between two adjacent turbine disks ( 16 . 17 . 18 . 19 ).

Gasturbine (1) gemäß Anspruch 4 bis 7, dadurch gekennzeichnet, dass ein Gaspfad (33, 34) mindestens zwei unterschiedliche Zwischenräume zwischen zwei benachbarten Turbinenscheiben (16, 17, 18, 19) umfasst. Gas turbine ( 1 ) according to claims 4 to 7, characterized in that a gas path ( 33 . 34 ) at least two different spaces between two adjacent turbine disks ( 16 . 17 . 18 . 19 ).

Gasturbine (1) gemäß einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die erste Turbinenstufe (11) eine Turbinenscheibe (16) aufweist, welche als Vollscheibe ausgebildet ist. Gas turbine ( 1 ) according to one of the preceding claims, characterized in that the first turbine stage ( 11 ) a turbine disk ( 16 ), which is designed as a solid disk.

Gasturbine (1) gemäß einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass 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. Gas turbine ( 1 ) according to one of the preceding claims, characterized in that, except for the first turbine stage ( 11 ) and down to the last turbine stage ( 14 ) all other turbine stages ( 12 . 13 ) with cooling air ( 25 ) from the mutually sealed channels ( 31 . 32 ) are supplied.

Gasturbine (1) gemäß einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die letzte Turbinenstufe (14) mit Kühlluft (25) aus dem Abgas und/oder der Umgebung versorgt werden kann. Gas turbine ( 1 ) according to one of the preceding claims, characterized in that the last turbine stage ( 14 ) with cooling air ( 25 ) can be supplied from the exhaust and / or the environment.