DE1953708C2 - Multistage, axial-flow gas turbine - has rotor blade roots enclosing rotor cooling air passages on outside - Google Patents

Abstract

The gas turbine has axial cooling passages at the blade roots of the individual stages, through which pressurised cooling air flows. Annular grooves between the rows of rotor blades accommodate rings on the inner ends of the guide vanes, so as to give a smooth surface for the gas flows. The U-shaped annular chamber so formed in each case is connected to the gas flow by narrow axial gaps, and at its smallest dia. is a radial labyrinth seal. The cooling passages of successive stages are connected together via the U-shaped chambers, part of the cooling air passing into the gas flow via the gaps, with its pressure higher than that of the gas flowing parallel to it. The blade roots (3) enclose the cooling air passages (9) on the outside, and the axial gaps are sealed by radial labyrinth seals (7). PS.

Description

c)c)

d)d)

e)e)

Die Erfindung betrifft eine mehrstufige, axial durchströmte Gasturbine mit einer Kühleinrichtung für den Rotor gemäß dem Oberbegriff des Patentanspruches 1.The invention relates to a multistage gas turbine through which there is an axial flow and with a cooling device for the rotor according to the preamble of claim 1.

Ein besonderes Problem beim Bau von Gasturbinen ist die Kühlung des Rotors, insbesondere im Bereich der Schaufelfüße, wo die größten Wärmestauungen auftreten. Bei Abgasturbinen, wie sie etwa aus der AT-PS 64 214 sind, tritt das Treibmittel etwa mit 625⁰C in die Beschaufelung ein und verläßt diese mit etwa 450⁰C. Durch Expansion in der ersten Leitschaufelstufe kühlt sich das Treibmittel auf etwa 600⁰C ab und mit dieser Temperatur geraten die ersten Laufschaufeln, deren Füße und damit auch der Rotor in Berührung. Bei dieser Temperatur wäre es unmöglich, austenitisches Rotormaterial zu verwenden, welches, verglichen mit ferritischem Rotormaterial, höhere Wärmefestigkeit besitzt. Andererseits aber besitzt ferritisches Rotormaterial bessere Wärmeleitfähigkeit und geringere Wärmedehnung, woraus bei gleichen Temperaturdifferenzen im Rotor geringere Wärmespannungen resultieren, weshalb man Heber ferritisches Material für den Rotor vorsieht. Es muß dann jedoch Vorsorge getroffen werden, daß das Rotormaterial an keiner Stelle heißer als 500°C wird. Letzteres ist vor allem im Bereich der A particular problem in the construction of gas turbines is the cooling of the rotor, especially in the area of the blade roots, where the greatest accumulations of heat occur. In exhaust gas turbines, such as those from AT-PS 64 214, the propellant enters the ^{blading at about 625 °} C. and leaves it at about 450 ^° C. The expansion in the first guide vane stage cools the propellant to about 600 ^° C from and at this temperature, the first rotor blades, their feet and thus also the rotor come into contact. At this temperature it would be impossible to use austenitic rotor material which, compared to ferritic rotor material, has higher heat resistance. On the other hand, however, ferritic rotor material has better thermal conductivity and lower thermal expansion, which results in lower thermal stresses with the same temperature differences in the rotor, which is why lifter ferritic material is provided for the rotor. However, care must then be taken that the rotor material does not get hotter than 500 ° C. at any point. The latter is especially true in the field of

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60 LaufschaufelfüBe der ersten Stufen zu befürchten und darum müssen diese Rotorzonen gekühlt werden. Es ist bekannt, den Rotor von Gasturbinen in den genannten Zonen durch Luft zu kühlen, welche mit etwas höherem Druck als das Frischgas durch axial gerichtete Kühlkanäle im Bereich der Laufschaufelfüße gepreßt wird und nachher in den Strömungskanal austretend sich mit dem Gas vereinigt. 60 rotor blade height of the first stages is to be feared and therefore these rotor zones have to be cooled. It is known to cool the rotor of gas turbines in the zones mentioned by air, which is pressed at a slightly higher pressure than the fresh gas through axially directed cooling channels in the area of the rotor blade roots and then exiting into the flow channel and merges with the gas.

Bei vielen bekannten Lösungen (siehe z. b. DE-AS 10 43 718) ist es jedoch nur mit großen konstruktiven Aufwand möglich, mehrere Laufschaufelstufen zu kühlen, daß die Kühlmittelzufuhr durch den hohlen Rotor oder durch hohle Leitschaufeln für jede Stufe gesondert erfolgen muli.In many known solutions (see z. B. DE-AS 10 43 718), however, it is only with large constructive Effort possible to cool several blade stages that the coolant supply through the hollow Rotor or hollow guide vanes for each stage separately take place muli.

Eine Gasturbine der einleitend angegebenen Gattung ist aus der US-PS 27 22 101 bekannt. Die Kühlluft strömt hierbei entlang der Spitzen des Tannenbaumprofils der Laufschaufelfüße, was insofern nachteilig ist, als jeder der hierdurch gebildeten parallelen Kühlluftkanäle nur einen geringen Querschnitt hat, so daß insbesondere bei Verwendung von Abgas als Treibmittel Verstopfungsgefahr besteht Des weiteren ist auch die Wärmedämmstrecke in Richtung auf den Arbeitsraum, also rechtwinklig zur Rotorwelle, gering, so daß sich die Kühlluft rasch aufheizt. Der Übertrittsbereich, in dem die Kühlluft im Anschluß an die .Laufschaufelfüße in den U-förmigen Ringraum unterhalb des nachfolgenden Leitschaufelringes einströmt, kann durch die vorgesehenen Axialdichtungen nur unzureichend abgedichtet werden, da diese Axialdichtungen die thermische Längsdehnung des Rotors aufnehmen müssen, so daß einer Verringerung der Spaltweite deutliche Grenzen gesetzt sind, und zwar vor allem bei vielstufigen und entsprechend langen Rotoren. Wenngleich also bei der bekannten Gasturbine angestrebt ist, den Druck der Kühlluft höher als jenen der parallel verlaufenden Gasströmung zu halten, zu welchem Zweck auch die am kleinsten Durchmesser des Ringraumes vorgesehenen radialen Labyrinthdichtung·^ dic^n, ist dieses Ziel wegen der unzureichenden Dichtwirkung der Axialspalte allenfalls bei der in dieser Druckschrift beschriebenen, zweistufigen Gasturbine, nicht aber bei einer Gasturbine mit einer größeren Stufenzahl erreichbar.A gas turbine of the type specified in the introduction is known from US Pat. No. 2,722,101. The cooling air flows here along the tips of the fir tree profile of the blade roots, which is disadvantageous in that each of the parallel cooling air channels thus formed has only a small cross section, so that There is also a risk of clogging, especially when using exhaust gas as the propellant the thermal insulation path in the direction of the working space, i.e. at right angles to the rotor shaft, is low, so that the cooling air heats up quickly. The transition area in which the cooling air is connected to the .blade roots flows into the U-shaped annular space below the following guide vane ring, can through the provided axial seals are only inadequately sealed, since these axial seals the thermal Have to absorb longitudinal expansion of the rotor, so that a reduction in the gap width is clear limits are set, especially with multi-stage and correspondingly long rotors. Albeit with the known gas turbine is aimed at the pressure of the cooling air higher than that of the parallel To keep gas flow, for whatever purpose the smallest diameter of the annular space provided radial labyrinth seal · ^ dic ^ n, this goal is due to the inadequate sealing effect of the axial gaps, at most in the case of the one described in this publication, two-stage gas turbine, but not achievable in a gas turbine with a larger number of stages.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine Gasturbine der gattungsgemäßen Art mit einer verbesserten Kühlung des Turbinenrotors zu schaffen.The invention is based on the object of providing a gas turbine of the generic type with a to create improved cooling of the turbine rotor.

Diese Aufgabe ist erfindungsgemäß durch die im Kennzeichen des Patentanspruches 1 angegebenen Merkmale gelöst.According to the invention, this object is achieved by what is stated in the characterizing part of claim 1 Features solved.

Im Anspruch 2 ist eine vorteilhafte Ausführungsform angegeben.In claim 2, an advantageous embodiment is specified.

In der Zeichnung ist eine Gasturbine nach der Erfindung in beispielsweise gewählten Ausführungsformen schematisch vereinfacht dargestellt. Es zeigtIn the drawing is a gas turbine according to the invention in selected embodiments, for example shown schematically simplified. It shows

Fig. 1 — einen vereinfachten Längsschnitt durch die GasturbineFig. 1 - a simplified longitudinal section through the Gas turbine

F i g. 2 — den Strömungsverlauf des Treibmittels und des Kühlmittels im Rotor,F i g. 2 - the flow of propellant and coolant in the rotor,

F i g. 3 bis 6 — Einzelheiten der Laufschaufelbefestigung und der Rotorkühlung,F i g. 3 to 6 - details of blade attachment and rotor cooling,

F i g. 7 bis 12 — Einzelheiten der Leiterschaufelausbildung, ihrer Abdichtung gegenüber dem Rotor und ihrer Befestigung im Gehäuse oder in einem Leitschaufelträgerund F i g. 7 to 12 - details of the guide vane formation, their sealing against the rotor and their fastening in the housing or in a guide vane carrier and

Fig. 13 — ein Diagramm des Verlaufes der Gas-, Kühlluft- und Rotortemperatur über der Rotorlänge.Fig. 13 - a diagram of the course of the gas, Cooling air and rotor temperature over the rotor length.

In den Figuren bedeutet 1 den Rotor, 2 die Laufschaufeln. 3 die Laufschaufelfüße. 4 die Leitschau-In the figures, 1 denotes the rotor, 2 denotes the rotor blades. 3 the blade roots. 4 the leading show

fein der ersten Stufe, 5 die Leitschaufeln der weiteren Stufen und 6 die Leitschaufelringe, die die Rotoroberfläche zwischen aufeinanderfolgenden Stufen abdecken. Die Laufschaufeln 2 sind in an sich bekannter Weise mittels profilierter Laufschaufelfüße (Tannenbaumprofil ~> im Falle der F i g. 3,4 und 5, Hammerkopfprofil im Falle der F i g. 6) in axial (F i g. 3,4) oder in Umfangsrichtung (F i g. 5,6) verlaufenden Rotomuten befestigt. Mit 9 sind die an sich bekannten axial verlaufenden Kählkanäle bezeichnet, die durch Bohrungen im Rotorkörper ι« (F i g. 5,6) oder auch durch Vertiefungen des Nutprofils (F i g. 3,4) gewonnen werden. Gemäß dem vorliegenden Vorschlag tragen die Leitschaufelringe 6 radiale Labyrinthdichtungen 7, die für jede zu kühlende Stufe einen zwischen Rotor 1 und Leitscliaufelring 6 i-i liegenden Ringraum abschließen, in welchen die axial gerichteten Kühlkanäle 9 münden. Die so entstandenen Ringräume sind aus später erörterten Gründen durch eine gleichfalls vom Leitschaufelring 6 getragene Labyrinthdichtung 8 unterteilt, die in ihrer Drosselwirkung von Stufe zu Stufe variiert, so daß der Druckabfall des Kühlmittels etwa dem des Treibr.iittels der Gasturbine entspricht.fine of the first stage, 5 the guide vanes of the further stages and 6 the guide vane rings, which cover the rotor surface between successive stages. The blades 2 are in a known manner (g Tannenbaum Profile ~> in the case of F i. 3,4 and 5, hammerhead profile g in the case of F i. 6) by means of profiled blade feet in axial (F i g. 3.4) or in the circumferential direction (F i g. 5,6) extending rotomuts attached. 9 denotes the axially running cooling channels which are known per se and which are obtained through bores in the rotor body (FIG. 5, 6) or by recesses in the groove profile (FIG. 3, 4). According to the present proposal, the guide vane rings 6 carry radial labyrinth seals 7 which, for each stage to be cooled, close off an annular space between the rotor 1 and the guide vane ring 6 ii, into which the axially directed cooling channels 9 open. For reasons discussed later, the resulting annular spaces are subdivided by a labyrinth seal 8, likewise carried by the guide vane ring 6, which varies in its throttling effect from stage to stage, so that the pressure drop of the coolant corresponds approximately to that of the propellant of the gas turbine.

Zugeführt wird das Kühlmittel über Kanäle 12 zwischen Rotor und erstem Leitschaufelring und abgeführt über einen korrespondierenden Kanal 13 zwischen Rotor und letztem Leitschaufelring, sofern es, da es nicht erforderlich ist, alle Stufen zu kühlen, sich nicht schon vorher mit dem Treibgas vermischt und mit ihm abströmt. Mit den Pfeilen 10 und 11 ist der Gasein- «' und -austritt angedeutet.The coolant is supplied via channels 12 between the rotor and the first guide vane ring and discharged via a corresponding channel 13 between the rotor and the last guide vane ring, provided that because it is not necessary to cool all stages, not mixed with the propellant gas beforehand and with it flows from him. The arrows 10 and 11 indicate the gas inlet and exit indicated.

Die dem Leitschaufelring 6 zugewiesene zusätzliche Aufgabe bedingt eine besondere Ausbildung desselben, die nachstehend an Hand der Fig. 7 bis 12 geschildert werden soll. Demnach ist der Leitschaufelring 6 hohl r> ausgebildet und besitzt U-förmigen Querschnitt. In ihm sind die freien Enden der Leitschaufeln 5 gelagert, und zwar so, daß das Schaufeldeckblatt 14 mittels eines Fortsatzes 15 in den Leitschaufelring 6 hineinragt und über einei. durch die Schenkel des U-förmigen Querschnittes und durch den Fortsatz 15 gesteckten Bolzen 16 befestigt ist. Die Schenkel des U-förmigen Querschnittprofils gehen in axial gerichtete Flansche 18 über, die bis auf einen erforderlichen Dehnungsspalt 19 an die benachbarten LaufschaufelfüBe heranreichen. Diese Flansche 18 tragen die vorhin erwähnten Labyrinthdichtungen 7. Die Basis des U-förmigen Querschnittes trägt die Labyrinthdichtungen 8. Wie Fig. 12 erkennen läßt, stoßen die Schaufeldeckblätter 14 nicht unmittelbar aneinander, sondern es ist jeweils so eine etwa schräg zur Rotorachse verlaufende Dehnungsfuge 20 vorgesehen. Um eine ungehinderte Wärmedehnung der Leitschaufeln in radialer Richtung zu ermöglichen, ist der Leitschaufelring 6 in Segmente unterteilt, zwischen denen im kalten Zustand der Gasturbine die Spalte 17 liegen, (Fig.9, II, 12). Eine weitere Dehnungsmöglichkeit in radialer Richtung resultiert für jede Leitschaufel daraus, daß der Bolzen 16 zufolge seiner Lagerung sich elastisch durchbiegen kann. Die Leitschaufelfüße 21 sind in an sich bekannter &« Weise unmittelbar (Fig. 7) oder unter Zwischenschaltung eines Leitschaufelträgers 22 (Fig.8) im Turbinengehäuse gelagert.The additional task assigned to the guide vane ring 6 requires a special design of the same, which is described below with reference to FIGS. 7 to 12 shall be. Accordingly, the guide vane ring 6 is hollow and has a U-shaped cross section. In him the free ends of the guide vanes 5 are mounted in such a way that the vane cover sheet 14 by means of a Extension 15 protrudes into the guide vane ring 6 and via eini. through the legs of the U-shaped Cross-section and inserted through the extension 15 bolt 16 is attached. The legs of the U-shaped Cross-sectional profile merge into axially directed flanges 18, which apart from a required expansion gap 19 reach up to the neighboring blade feet. These flanges 18 carry those mentioned above Labyrinth seals 7. The base of the U-shaped cross-section carries the labyrinth seals 8. How Fig. 12 shows that the blade cover blades abut 14 not directly to one another, but it is always so an expansion joint 20 running approximately at an angle to the rotor axis is provided. To an unimpeded To enable thermal expansion of the guide vanes in the radial direction, the guide vane ring 6 is in segments divided, between which the column 17 are in the cold state of the gas turbine, (Fig.9, II, 12). One further expansion possibility in the radial direction results for each guide vane from the fact that the bolt 16 can bend elastically due to its storage. The guide vane roots 21 are in a per se known & « Way directly (FIG. 7) or with the interposition of a guide vane carrier 22 (FIG. 8) in the turbine housing stored.

Die Wirkungsweise der Gasturbinenrotorkühlung ist wie folgt. Die über den Kanal 12 zugeführte Kühlluft gelangt über einen ersten, vom Leitschaufelring der ersten Stufe und dem Roior begrenzten Ringraum in die Kühlkanäle 9 der Laufschaufeln der ersten Stufe.The operation of the gas turbine rotor cooling is as follows. The cooling air supplied via duct 12 enters the through a first annular space bounded by the guide vane ring of the first stage and the Roior Cooling channels 9 of the blades of the first stage.

Dort kühlt sie die durch Wärmestauungen besonders gefährdeten Rotorzonen im Bereich der Laufschaufolfüße. Im darauffolgenden Ringraum zwischen erster und zweiter Stufe wird die Kühlluft kräftig gemischt und beim Weiterströmen durch die Labyrinthe 8 proportional zum Druckabfall des Treibmittels in der zweiten Leitschaufelreihe gedrosselt, so daß der erforderliche Überdruck des Kühlmittels gegenüber dem Treibmittel zwar erhalten bleibt, aber, um Kühlmiuelverluste durch die Labyrinthe 7 möglichst klein zu halten, in keiner Stufe einen bestimmten Wert überschreitetThere it cools the rotor zones in the area of the blade feet, which are particularly endangered by heat build-up. In the subsequent annular space between the first and second stage, the cooling air is vigorously mixed and as it continues to flow through the labyrinths 8, it is proportional to the pressure drop of the propellant in the second Row of guide vanes throttled, so that the required excess pressure of the coolant compared to the propellant is retained, but to reduce coolant losses to keep the labyrinths 7 as small as possible, does not exceed a certain value in any level

Die Vorteile dieser Lösung zur Rotorkühlung sind wie folgt. Es lassen sich in einfacher Weise mehrere aufeinanderfolgende Stufen kühlen, weil durch die kühlungsmäßige Hintereinanderschaltung der einzelnen Stufen ein Kühlmittelspeicher in Form eines hohlen Rotors oder eines hole Leiterschaufeln speisenden Außengehäuses erspart werden kann. Dabei wird die Kühlluft besonders gut ausgenutzt und der Wirkungsgrad der Gasturbine nicht wesentl· \\ beeinträchtigt, da (wenn überhaupt und abgesehen vor. den Kühlluftvcrlusten durch die Labyrinthdichtungen 8) die Vermischung mit dem Treibgas erst dann erfolgt, wenn sich die Luft soweit erwärmt hat, daß sie einerseits zur weiteren Kühlung nicht mehr herangezogen werden kann, und andererseits die Temperatur des Treibgases durch die Zumischung nicht za sehr absenkt und damit den thermischen Wirkungsgrad der nachfolgenden Stufen wesentlich verschlechtert. Eine gute Ausnützung der Kühlluft ist vor allem bei Turbinen, die Abgase aus chemischen Prozessen verwerten, wichtig, da die Kühlluft mit einem von der Turbine selbst betriebenen Gebläse gefördert werden muß und ein zu hoher Kühlluftbedarf den Gesamtwirkungsgrad der Abgasturbinenanlage sehr nachteilig beeinträchtigen würde. Überdies wird eine weitgehend gleichmäßige Erwärmung des Rotors sowohl in axialer als auch in Umfangsrichtung gesehen erreicht. Die gleichmäßige Erwärmung des Rotorkörpers in axialer Richtung gesehen resultiert aus dem Umstand, daß die Kühlluft im Gleichstrom zum Treibgas dem Rotor entlanggeführt ist, so daß also jene Stellen, die am meisten der Kühlung bedürfen, auch vom kältesten Kühlmittel beaufschlagt werden, so daß keine Tendenz besteht, die dort vom Treibmittel aufgenommene Wärme in axialer Richtung gegen die Rotormitte hin abzuleiten und andererseits die mit zunehmender Temperatur der Kühlluft verminderte Kühlfähigkeit erst in Zonen auftritt, wo die Gastemperatur durch mehrfache Expansion schon weitgehend abgesunken ist. Die Gleichmäßigkeit der Erwärmung des Rotorkörpers in Umfangsrichtung gesehen wieder resultiert aus dem Umstand, daß die RotTfcühlung nicht nur in den Kühlkanälen 9 erfolgt, sondern, und sogar in viel höherem Maß, in den von den Leitschaufelringef und den ihnen gegenüberliegenden Rotorteilen gebildeten Ringräumen, weil deren wärmeabgebende Flächen viel größer sind als die Begrenzungsflächen der Kühlkanäle und in ihnen die Kühlluit durch die Rotation und ihre Mitnahme durch Haftung an feststehenden und rotierenden Teilen gut durchgemischt wird, so daß ein sehr guter Wärmeübergang gewährleistet ist. Selbst wenn für eine Stufe Ungleichmäßigkeiten in der Kühlluftführung auftreten, etwa durch Verstopfen einzelner Kühlkanäle 9, kann die Kühlung nicht wesentlich beeinträchtigt werden, da den KUhlkanälen der nächsten Stufe wieder Kühlluft mit gleichmäßiger Temperatur zugeführt wird. Eine Rotorkrümmune (thermischer Verzuei. wie sie hei dnrrhlan-The advantages of this rotor cooling solution are as follows. Several successive stages can be cooled in a simple manner because the individual stages are connected one behind the other for cooling, because a coolant reservoir in the form of a hollow rotor or an outer casing feeding hollow guide vanes can be dispensed with. The cooling air is utilized particularly well and the efficiency of the gas turbine is not wesentl · \\ affected because (if at all and apart before. The Kühlluftvcrlusten through the labyrinth seals 8) takes place only mixing with the propellant gas when the air is heated until that on the one hand it can no longer be used for further cooling, and on the other hand the temperature of the propellant gas does not drop too much as a result of the admixture and thus significantly worsens the thermal efficiency of the subsequent stages. A good utilization of the cooling air is especially important in turbines that utilize exhaust gases from chemical processes, since the cooling air has to be conveyed with a fan operated by the turbine itself and an excessive cooling air requirement would have a very detrimental effect on the overall efficiency of the exhaust gas turbine system. In addition, a largely uniform heating of the rotor is achieved both in the axial and in the circumferential direction. The even heating of the rotor body in the axial direction results from the fact that the cooling air is guided along the rotor in cocurrent to the propellant gas, so that those points that require the most cooling are also exposed to the coldest coolant, so that there is no tendency exists to dissipate the heat absorbed there by the propellant in the axial direction towards the center of the rotor and, on the other hand, the cooling capacity, which is reduced with increasing temperature of the cooling air, only occurs in zones where the gas temperature has already largely decreased due to multiple expansion. The uniformity of the heating of the rotor body seen in the circumferential direction again results from the fact that the RotTfcühlung takes place not only in the cooling channels 9, but, and even to a much greater extent, in the annular spaces formed by the guide vane rings and the rotor parts opposite them, because of their heat-emitting surfaces are much larger than the boundary surfaces of the cooling channels and in them the cooling air is well mixed by the rotation and its entrainment by adhesion to stationary and rotating parts, so that a very good heat transfer is guaranteed. Even if irregularities occur in the cooling air duct for one stage, for example due to clogging of individual cooling channels 9, the cooling cannot be significantly impaired, since cooling air at a uniform temperature is fed back to the cooling channels of the next stage. A rotor curvature (thermal compensation, as it is called

fenden Kühlkanälen im TaIIe einer Verstopfung ein/einer Kanäle unvermeidlich wäre, ist also bei dieser Lösung nicht zu befürchten.cooling channels in the valley of a blockage a / one channel would be inevitable, is with this one Solution not to be feared.

Anhand der F i g. 13 sollen die erreichbaren thermischen Verhältnisse noch näher erläutert werden. Die Gastemperatur ist beim Eintritt in die Turbine etwa 625"C und sinkt dann bei der Expansion in den einzelnen Stufen auf etwa 450" C ab. Die Kühlluf ttcmpR-ratur liegt je nach Kompressionsgrad am Eingang etwa bei 200 C und nimmt beim Durchströmen der einzelnen Stufen ?u. bis sie etwa clic GaMemperatur erreicht hat. Von da ,in kann der Kühlluftstrorn ohne Schaden in den (iasstrmn einmünden, d. h. es ist eine weitere KühlungBased on the F i g. 13 should be the achievable thermal Relationships will be explained in more detail. The gas temperature is around when entering the turbine 625 "C and then drops to around 450" C during expansion in the individual stages. The cooling air ttcmpR temperature Depending on the degree of compression at the inlet, it is around 200 C and increases as it flows through the individual Steps? U. until it has reached about clic temperature. From there, in, the flow of cooling air can enter the (iasstrmn open, i.e. it is a further cooling

nicht mehr erforderlich, da die Gastemperatur an dieser Stelle schon so weit abgesunken ist. daß ihr die Rotortemperalur ohne Gefahr folgen kann, (!ine gewisse Kühlung ist auch durch die Kühlluft des auslnttsseitigen Labyrinthes gegeben. Durch den Kühlmitlelstrom wird die Wärmezufuhr von der heißesten Zone des Gases in den Rotor hinein unterbunden. Es ergibt sich somit etwa die striehliert gezeichnete Temperaturverteilung im Rotor, d. h. es tritt in der Rotormitte die höchste Temperatur auf. Schroffe Temperaliinibergänge im Rotnr sind vermieden und die Wärmespannungen bleiben in ungefährlichen Grenzen.no longer necessary because the gas temperature has already dropped so far at this point. that it can follow without danger Rotortemperalur (! ine some cooling is also provided by the cooling air of auslnttsseitigen labyrinth. The Kühlmitlelstrom the heat supply from the heißesten zone of the gas is suppressed into the rotor. The result is thus about the striehliert drawn Temperature distribution in the rotor, ie the highest temperature occurs in the middle of the rotor.

Hierzu 4 Blatt ZeichnuncenFor this purpose 4 sheets of drawings

Claims (2)

Patentansprüche:Patent claims: I. Mehrstufige, axial durchströmte Gasturbine mit einer Kühleinrichtung für den Rotor, wobei
a) im Rotor im Bereich der LaufschaufelfüBe der ^ einzelnen Stufen axial gerichtete Kühlkanäle vorgesehen sind, die in der allgemeinen Strömungsrichtung der Gasturbine von unter Druck stehender Kühlluft durchströmt sind;
der Rotor zwischen den Laufschaufelreihen der n> einzelnen Stufen jeweils eine Ringnut aufweist, die einen mit den radial inneren Enden der Leitschaufeln verbundenen Leitschaufelring derart aufnimmt, daß eine glatte Oberfläche für die Gasströmung entsteht; '5I. Multi-stage, axially flowed through gas turbine with a cooling device for the rotor, wherein
a) axially directed cooling channels are provided in the rotor in the area of the rotor blade base of the individual stages, through which cooling air under pressure flows in the general direction of flow of the gas turbine;
the rotor between the rotor blade rows of the n> individual stages each has an annular groove which receives a guide vane ring connected to the radially inner ends of the guide vanes in such a way that a smooth surface is created for the gas flow; '5 der U-förmige Ringraum gegenüber der Gasströmung durch schmale Axialspalte abgegrenzt ist;the U-shaped annulus is delimited from the gas flow by narrow axial gaps is; am kleinsten Durchmesser des U-förmigen Ringrjfcjmes eine radiale Labyrinthdichtung vorgesehen ist;a radial labyrinth seal on the smallest diameter of the U-shaped ring ring is provided; die Kühlkanäle aufeinanderfolgender Stufen durch den zwischenliegenden U-förmigen Ringraum verbunden sind, undthe cooling channels of successive stages through the intermediate U-shaped annular space connected, and f) ein Teil der Kühlluft durch die Axialspalte in die Gasströmung austritt und der Rest der Kühlluft den Kühlkanälen der nächsten Stufe zugeführt wird, während der Druck der Kühlluft höher als jener der parallel verlaufenden Gasströmung ist,f) some of the cooling air through the axial gap into the Gas flow exits and the rest of the cooling air is fed to the cooling channels of the next stage becomes, while the pressure of the cooling air is higher than that of the parallel gas flow is, dadurch ^kennzeichnet, daßcharacterized by ^ that g) die Laufschaufelfüße (3) die Kühlluftkanäle (9) radial außen begrenzen undg) the blade roots (3) delimit the cooling air ducts (9) radially on the outside and h) die Axialspaite durch radia.'e Labyrinthdichtungen (7) abgedichtet sind. h) the Axialspaite by radia.'e labyrinth seals (7) are sealed. 2. Gasturbine nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Labyrinthdichtungen (7) in den Leitschaufelringen (6) sitzen, die U-profilförmig ausgebildet und segmentiert sind.2. Gas turbine according to claim 1, characterized in that the labyrinth seals (7) in the Guide vane rings (6) sit, which are U-shaped and segmented. 4040 b)b)