DE60023681T2 - Kühlung der hochdruckturbinenstufe einer gasturbine - Google Patents

Kühlung der hochdruckturbinenstufe einer gasturbine Download PDF

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Description

  • GEBIET DER ERFINDUNG
  • Die vorliegende Erfindung betrifft Turbinenmaschinen und insbesondere Turbinenmaschinen mit verbesserter Hochdruckturbinenkühlung.
  • HINTERGRUND DER ERFINDUNG
  • Turbinenmaschinen, wie die, die als Flugzeug-Turbostrahltriebwerke oder Turbobläser verwendet werden, weisen typischerweise von vorne nach hinten in der Richtung der Fluidströmung in der Maschine einen Bläser-, Verdichter-, Verbrennungs- und Turbinenabschnitt in einem Gehäuse auf. Diese Abschnitte weisen rotierende Bauteile auf, die an einer Welle oder mehreren koaxialen Wellen rotationsmäßig um eine zentrale Achse der Maschine angebracht sind.
  • Der Bläserabschnitt saugt Luft in die Maschine. Sie wird in dem Verdichterabschnitt komprimiert und in dem Verbrennungsabschnitt mit Brennstoff vermischt, wo die Mischung entzündet wird. Verbrennungsgase verlassen den Verbrennungsabschnitt und treiben eine oder mehrere Turbinen in den Turbinenabschnitten an.
  • Manche Turbinenmaschinenkonstruktionen leiten Verdichterluft zu dem Turbinenabschnitt aus verschiedenen Gründen ab. US-Patent Nr. 2 620 123 beschreibt eine Maschine, bei der Zwischendruckluft von einem Verdichterabschnitt abgezapft wird und durch eine feste Passage, die in einem Gehäuse zwischen dem rückwärtigen Ende eines Laufrads und einer Kammer strömungsabwärts von einem Turbinenrad gebildet ist, strömt, um eine rotierende Turbinenscheibe/-nabe zu kühlen. US-Patent Nr. 5 003 773 an Beckwith beschreibt eine Turbinenmaschine, bei der leckströmende Hochdruckluft zu dem Verdichterabschnitt umgeleitet wird, wo Energie in der leckströmenden Luft wiedergewonnen wird.
  • Bei Hochdruckturbinenmaschinen wird eine Hochdruckturbinen("HPT" – high pressure turbine)-Laufschaufel der ersten Stufe, die Teil des ersten Turbinenabschnitts bildet, typischerweise gekühlt, um ein Schmelzen zu verhindern, indem unverbrannte Hochdruckluft, die als P3-Luft bezeichnet wird, verwendet wird. Insbesondere wird die P3-Luft durch eine tangentiale On-Board-Injektordüse ("TOBI" – tangential on-board injector) geleitet. Die TOBI-Düse verringert die relative Gesamttemperatur der P3-Luft typischerweise um etwa 100°F (55°C). Die P3-Luft mit verringerter Temperatur wird in einen rotierenden Hohlraum der HPT-Scheibe/-Abdeckplatte und über die HPT-Laufschaufel geleitet. Dort kühlt die P3-Luft die HPT-Laufschaufel typischerweise unter Verwendung einer Duschkopfkühlung.
  • Die Verwendung von Hochdruck-P3-Luft ist jedoch thermodynamisch ineffizient. Außerdem fügen eine TOBI-Düse und Zusatzbauteile der Maschine zusätzliches Gewicht zu. Ähnlich erfordert das Duschkopfkühlen das maschinelle Bearbeiten von relativ komplexen Bauteilen.
  • Folglich ist ein thermodynamisch effizienteres Verfahren zum Kühlen einer HPT-Laufschaufel in einer Turbinenmaschine wünschenswert. Außerdem ist eine Maschine mit verringertem Gewicht der der HPT-Kühlung zugehörigen Bauteile wünschenswert.
  • ZUSAMMENFASSUNG DER ERFINDUNG
  • Folglich ist es ein Ziel der vorliegenden Erfindung, eine Turbinenmaschine mit einer verbesserten HPT-Laufschaufelkühlung bereitzustellen.
  • Gemäß der vorliegenden Erfindung wird relativ kühle Zwischendruckluft von einem Bereich eines Verdichterabschnitts in einer Turbinenmaschine strömungsaufwärts von einem Auslass von Hochdruckluft von dem Verdichterabschnitt abgeleitet, um über eine Turbinenlaufschaufel bei einem niedrigeren statischen Druck als dem der abgeleiteten Luft zu strömen. Vorzugsweise kann die Verwendung einer konventionellen TOBI-Düse eliminiert werden, da die abgeleitete Luft relativ kühlt ist. Ähnlich können Duschköpfe an der Laufschaufel eliminiert sein.
  • Üblicherweise kann die abgeleitete Luft auch zum Abdichten eines hinteren Lagerkompartments der Maschine verwendet werden.
  • Gemäß einem ersten Aspekt der vorliegenden Erfindung wird eine Turbinenmaschine gemäß Anspruch 1 bereitgestellt.
  • Gemäß einem weiteren Aspekt der vorliegenden Erfindung wird ein Verfahren zum Kühlen von Bauteilen in einer Turbinenmaschine gemäß Anspruch 11 bereitgestellt.
  • Andere Aspekte und Merkmale der vorliegenden Erfindung werden Fachleuten bei der Durchsicht der folgenden Beschreibung spezieller Ausführungsformen der Erfindung in Verbindung mit den begleitenden Zeichnungen ersichtlich.
  • KURZE BESCHREIBUNG DER ZEICHNUNGEN
  • In den Figuren, die Ausführungsformen der Erfindung lediglich beispielhaft zeigen, gilt:
  • 1 ist eine Seitenansicht einer Turbinenmaschine zum Teil im Schnitt, beispielhaft für eine Ausführungsform der vorliegenden Erfindung;
  • 2 ist eine vergrößerte Schnittansicht eines Teils von 1; und
  • 3 ist eine vergrößerte Schnittansicht eines Teils einer bekannten Turbinenmaschine.
  • DETAILLIERTE BESCHREIBUNG
  • 1 zeigt eine Gasturbinenmaschine 10 beispielhaft für eine Ausführungsform der vorliegenden Erfindung. Die Maschine 10 weist einen Bläserabschnitt 12 und eine Kernmaschine auf, die in Strömungsserie einen Verdichterabschnitt 14, einen Verbrennungsabschnitt 16, einen Turbinenabschnitt 18 und einen Abgabeabschnitt 20 aufweist, die alle in einem Maschinengehäuse 22 angebracht sind.
  • Der Verdichterabschnitt 14 weist vorzugsweise mehrere Verdichterstufen auf. Der Turbinenabschnitt 18 besteht vorzugsweise aus einer einzigen Turbinenstufe. Jedoch könnte der Turbinenabschnitt 18 mehrere Turbinenstufen aufweisen. Mindestens eine Turbine in dem Turbinenabschnitt 18 ist rotationsmäßig mit der letzten Stufe des Verdichterabschnitts 14 mit einer in Längsrichtung verlaufenden Welle 24 gekoppelt. Die Welle 24 ist in dem Gehäuse 22 in der Nähe von deren hinterem Ende von einem Wälzlager 25 in einem Wälzlagerkompartment 26 und in der Nähe von ihrem vorderen Ende durch eine Schublageranordnung 28 abgestützt.
  • 2 zeigt im Schnitt einen Teil der Turbinenmaschine 10 in der Nähe des hinteren Endes des Verdichterabschnitts 14 und des vorderen Endes des Verbrennungsabschnitts 16. Wie gezeigt, ist die die letzte Stufe des Verdichterabschnitts 14 vorzugsweise ein rotierendes Laufrad 30 in Strömungsverbindung mit dem Verbrennungsabschnitt 16.
  • Der Verbrennungsabschnitt 16 ist an beiden Seiten durch ein Brennkammergehäuse 32 und ein Diffusorgehäuse 34 gebildet, die Teil einer Diffusoranordnung 36 bilden. Diese Diffusoranordnung 36 weist ferner ein Diffusorrohr 38 und eine Abstützung 40 auf. "P3"-Luft mit höchstem Druck tritt aus dem Diffusorrohr 38 aus.
  • Das Diffusorrohr 38 ist in dem Verbrennungsabschnitt 16 angeordnet und schafft eine Strömungsverbindung zwischen der Spitze des Laufrads 30 und dem Verbrennungsabschnitt 16, führt verdichtete Luft von dem Laufrad 30 zu einem P3-Bereich 42 des Verbrennungsabschnitts 16. Das Diffusorrohr 38 dient, wie Fachleute verstehen und wie es in der US-Patentanmeldung mit der Nummer 08/771 906 detailliert dargelegt ist, primär zum Verringern der Tangentialgeschwindigkeit der das Laufrad 30 verlassenden Luft.
  • Außerdem ist in dem Verbrennungsabschnitt 16 eine Brennkammerauskleidung 44, welche die Brennkammer 46 definiert, die an dem Maschinengehäuse 22 durch eine Gehäuseabstützung 48 befestigt ist. Die Brennkammer 46 befindet sich in Strömungsverbindung mit dem P3-Bereich 42. Auch in Strömungsverbindung mit der Brennkammer 46 ist eine Brennstoffdüse 50.
  • Hinter dem Laufrad 30 ist der hintere Laufradhohlraum ("IRC" – impeller rear cavity) 52 gebildet. Ein Wälzlagerkompartment 26 ist knapp unterhalb und hinter dem IRC 52 gebildet.
  • Der Turbinenabschnitt 18 weist eine Druckturbine 54 auf, die ihrerseits einen Rotor 56 und eine Laufschaufel 58 aufweist. Eine Abdeckplatte 60 schirmt die Kühlluft gegen die mögliche Aufnahme heißer Gase ab und definiert einen rotierenden Hohlraum 64. Öffnungen 62 in der Abdeckplatte 60 schaffen eine Leitung zwischen dem Verbrennungsabschnitt 16 und dem Rotor 56.
  • Rohre 76 gehen von einem Bereich mit Zwischendruckluft des Verdichterabschnitts 14 aus und gehen zwischen dem Verdichterabschnitt 14 und dem Laufradausgang 30 ab. Die Rohre 76 gehen zu einem Prallelement 70 knapp vor der Abdeckplatte 60. Die Rohre 76 sind vorzugsweise drei hohle Metallrohre mit einem ½'' (1,27 cm) Innendurchmesser.
  • Bei Betrieb saugt der Bläserabschnitt 12 (1) Luft in die Maschine 10. Die Luft gelangt von dem Bläserabschnitt 12 zu dem Verdichterabschnitt 14, wo sie von den mehreren Verdichterstufen verdichtet wird. die letzte Verdichterstufe ist ein rotierendes Laufrad 30, welches in 2 gezeigt ist. Hochdruckluft verlässt die Spitze des Laufrads 30. Der Hauptteil dieses Hochdrucks wird dem Verbrennungsabschnitt 16 durch das Diffusorrohr 38 zugeleitet, aus dem P3-Luft austritt. In dem Verbrennungsabschnitt 16 gelangt viel von der P3-Luft in die Kammer 46 und wird mit Brennstoff von der Düse 50 vermischt und verbrannt. Verbrannte Gase verlassen die Kammer 46 in der Nähe ihres hinteren Endes und strömen über Turbinenlaufschaufel 58 und treiben so die HPT 54. Man erkennt, dass Austrittsgase von der Brennkammer 46 häufig bei Temperaturen sind, die die Schmelztemperatur der Laufschaufel 58 erreichen oder überschreiten. Das Kühlen der Laufschaufel 58 ist deshalb höchst wünschenswert.
  • Bei einer konventionellen Turbinenmaschine, wie in 3 gezeigt, wird eine Turbinenlaufschaufel 58' von P3-Luft gekühlt, die durch Öffnungen 62 der vorderen Abdeckung 60, die mittels einer TOBI-Düse 68 injiziert wird, gekühlt wird. Kühl duschköpfe (nicht gezeigt) an der Turbinenlaufschaufel 58', wie beispielsweise in US-Patent Nr. 5 779 437 detailliert dargestellt, verteilen dann die injizierte Luft über die Laufschaufel 58', um die Laufschaufel 58' vor einem Schmelzen zu bewahren.
  • Jedoch leitet beispielhaft für die vorliegende Erfindung und wie es in 2 gezeigt ist, eine Leitung, die hohle Rohre 76 aufweist, Zwischendruckluft (die als P2x-Luft bekannt ist) von einem Bereich niedrigeren Drucks des Verdichterabschnitts 14. Insbesondere leitet ein Einlass der Metallrohre 76 in der Nähe eines P2x-Bereichs des Verdichterabschnitts 14 Luft zu einem mit dem Prallelement 70 verbundenen Auslass. Das ist zum großen Teil möglich, weil die Vorderkante der Turbinenlaufschaufel 58 annähernd bei einem signifikant niedrigeren statischen Druck als der statische Druck an der Spitze des Laufrads 30 ist, und signifikanter als etwas von P2x-Luft. Als solches wird P2x-Luft von den Rohren 76 von einem P2x-Bereich mit einem höheren Druck als an der Vorderkante der HPT-Laufschaufel 58 abgeleitet, und sie kann die einzige oder hauptsächliche Quelle von Kühlluft für die Laufschaufel 58 sein. Vorzugsweise wird die Luft von dem P2x-Bereich von einem Bereich des Verdichterabschnitts 14 gewählt, der Gase mit 30 psi (210 kPa) höherem Druck als der statische Druck an der Vorderkante der Laufschaufel 58 hat. Man sollte erkennen, dass der Druckunterschied zwischen der Vorderkante der Laufschaufel 58 der HPT 54 und der P2x-Luft nicht in allen Turbinenmaschinen vorhanden ist. Jedoch kann dieser Druckunterschied bei den meisten Hochleistungsturbinen (high work turbines) mit einer einzigen Stufe und möglicherweise bei den HPT-Laufschaufeln von manchen mehrstufigen Turbinen beobachtet werden. Das Prallelement 70 und die Abdeckplatte 60 definieren einen Bereich knapp vor der Abdeckplatte 60. Luft aus diesem Bereich wird durch Öffnungen 62 in der Abdeckplatte 60 in den Hohlraum 64 vor dem Rotor 56 und schließlich über die Laufschaufel 58 wie gezeigt geführt.
  • Günstigerweise ist P2x-Luft "thermodynamisch billiger" als P3-Luft. Deren Druck ist niedriger, und günstigerweise ist P2x-Luft bei einer niedrigeren Temperatur als P3-Luft, vorzugsweise ist die verwendete P2x-Luft bei einer Temperatur, die etwa 300°F (170°C) niedriger ist. Folglich verbessert die Verwendung der P2x-Luft und die sich daraus ergebende Verringerung der Verwendung von P3-Luft zum Kühlen der HPT-Laufschaufel 58 die Gesamtmaschineneffizienz. Insbesondere können, das die P2x-Luft eine niedrigere Temperatur als die P3-Luft hat, Dusch köpfe eliminiert sein, die als ein Teil konventioneller HPT-Laufschaufeln gebildet sind. Alternativ können Duschköpfe verwendet werden, die weniger komplex als konventionelle Duschköpfe sind.
  • Ähnlich ist die Verwendung einer konventionellen TOBI-Düse, die hauptsächlich zur Verringerung der P3-Lufttemperatur dient, nicht erforderlich. Entsprechend kann eine TOBI-Düse 68 einer konventionellen Maschine, die in 3 gezeigt ist, eliminiert sein. Bei einer konventionellen Turbinenmaschine, die in 3 gezeigt ist, wird, wie Fachleute verstehen, die P3-Luft vom Hohlraum 42 zur TOBI-Düse 68 geführt. Von dem Austritt der TOBI-Düse 68 wandert Luft durch Öffnungen 62 vor die Abdeckplatte 60. Diese Luft wird zwischen der Abdeckplatte 60 und dem Rotor 56 und schließlich über die Turbinenlaufschaufel 58' dispergiert. Bürstendichtungen 74 halten den hohen Luftdruck der die TOBI-Düse 68 verlassenden Luft, der für das Duschkopfkühlen erforderlich ist, aufrecht. Außerdem isoliert ein Prallelement 78 konventionell die TOBI-Düse 68 gegen das Wälzlagerkompartment 26.
  • Von gleicher Wichtigkeit ist, dass die Verwendung der P2x-Luft mit verringerter Temperatur (i.e. einer Luft mit einer Temperatur, die um etwa 300°F oder 170°C niedriger ist), die Temperatur um die Abdeckplatte 60 und die HPT 54 verringert und so die Triebwerklebensdauer verbessert.
  • Außerdem kann wegen der verringerten Lufttemperatur die Kühlströmung zu der HPT-Laufschaufel 58 verringert sein.
  • Außerdem kann die abgeleitete P2x-Luft auch anstelle der P3-Luft zu der Welle 24 geleitet werden. Weil die P2x-Luft viel kühler ist, kann die Welle 24 aus Stahl anstelle einer temperaturbeständigen Legierung wie beispielsweise INCONELTM hergestellt sein, was zu einer Kostenverringerung bei der Maschinenkonstruktion führt.
  • Außerdem ist durch die Verwendung von P2x-Luft mit niedrigerem Druck und durch das Eliminieren der Duschköpfe der erforderliche Laufschaufelzuführdruck verringert. Das erlaubt wiederum das Eliminieren konventioneller Bürstendichtungen 74 (3), wie in 2 gezeigt. Einfacherweise ist dann die Luftströmung zu der Laufschaufel 58 (2) nicht länger vom Verschleiß der Bürstendich tungen, wie beispielsweise der Dichtungen 74 (3), abhängig, was die Gesamtzuverlässigkeit der Maschine 10 verbessert.
  • Außerdem kann, da Dichtungen 74 nicht erforderlich sind, die durch die Rohre 76 geführte P2x-Luft auch zu dem hinteren Wälzlagerkompartment 26 geleitet werden, was das Eliminieren eines konventionellen Prallelements 78 erlaubt, das in 3 gezeigt ist, wie in 2 gezeigt. Somit befindet sich die umgelenkte P2x-Luft bei einem höheren Druck als dem des Inneren des Lagerkompartments 26 und dichtet somit das Lagerkompartment 26 zusätzlich zu dem Kühlen der HPT-Laufschaufel 58.
  • Man versteh ferner, dass die Erfindung nicht auf die hier beschriebenen Darstellungen beschränkt ist, die lediglich beispielhaft für eine bevorzugte Ausführungsform zum Ausführen der Erfindung sind und die zugänglich für eine Modifikation in Form, Größe, Anordnung von Teilen und Details des Betriebs sind. Die Erfindung kann einfach realisiert werden, um andere bestehende Maschinenkonstruktionen als die repräsentative Maschine, die vorangehend beschrieben ist, zu modifizieren. Vielmehr soll die Erfindung alle derartigen Modifikationen umfassen, wie sie durch die Ansprüche definiert sind.

Claims (18)

  1. Turbinenmaschine, aufweisend: ein Gehäuse (22); einen Verdichterabschnitt (14), um Einlassluft zu Hochdruckluft und Zwischendruckluft zu verdichten; wobei die Zwischendruckluft einen niedrigeren Druck und eine niedrigere Temperatur als die Hochdruckluft hat und strömungsaufwärts von der Hochdruckluft in dem Verdichter gebildet wird; und ein externes Gehäuse, welches radial den Verdichterabschnitt umgibt; einen Verbrennungsabschnitt (16) in Strömungsverbindung mit dem Verdichterabschnitt, um Brennstoff mit verdichteter Luft zu verbrennen; einen Turbinenabschnitt (18) in Strömungsverbindung mit Verbrennungsgasen von dem Verbrennungsabschnitt, wobei der Turbinenabschnitt (18) eine rotierende Turbinenlaufschaufel (58) aufweist, wobei statischer Druck an der Turbinenlaufschaufel niedriger ist als der Druck der Zwischendruckluft; und eine Leitung (76), welche den Verdichterabschnitt (14) mit dem Turbinenabschnitt (18) verbindet, fest positioniert relativ zu dem Gehäuse (22), wobei die Leitung (76) einen durch das Gehäuse gehenden Einlass in Strömungsverbindung mit der Zwischendruckluft und einen Auslass in Strömungsverbindung mit der Turbinenlaufschaufel (58) hat, und so die Zwischendruckluft zu der Turbinenlaufschaufel führt, um die Turbinenlaufschaufel (58) zu kühlen.
  2. Turbinenmaschine nach Anspruch 1, wobei die Turbinenlaufschaufel (58) eine Vorderkante aufweist und wobei der statische Druck in der Nähe der Vorderkante niedriger ist als der Druck der Zwischendruckluft.
  3. Turbinenmaschine nach Anspruch 2, wobei die Turbinenlaufschaufel (58) Teil einer Hochleistungsturbine ist.
  4. Turbinenmaschine nach Anspruch 2, wobei die Turbinenlaufschaufel (58) die erste Turbinenlaufschaufel in der Maschine in Strömungsverbindung mit Gasen von dem Verbrennungsabschnitt (16) ist.
  5. Turbinenmaschine nach einem der vorangehenden Ansprüche, wobei die Leitung (76) ein Rohr von dem Verdichterabschnitt zu dem Turbinenabschnitt aufweist.
  6. Turbinenmaschine nach einem der vorangehenden Ansprüche, ferner aufweisend: eine Abdeckplatte (60) zwischen dem Verbrennungsabschnitt (16) und dem Turbinenabschnitt (18), wobei die Abdeckplatte (60) zumindest teilweise den Turbinenabschnitt (18) von dem Verbrennungsabschnitt (16) isoliert, um ein Rückströmen von heißen Gasen von dem Turbinenabschnitt (18) zu dem Verbrennungsabschnitt (16) zu begrenzen, wobei die Abdeckplatte (60) eine Passage dort hindurch hat, die Luft zu der Turbinenlaufschaufel (58) führt.
  7. Turbinenmaschine nach einem der vorangehenden Ansprüche, ferner aufweisend: eine Lageranordnung, welche eine rotierende Welle (24) abstützt, wobei die Lageranordnung (26) zwischen dem Verdichterabschnitt (24) und dem Turbinenabschnitt (18) angeordnet ist, wobei die Leitung (76) ferner Zwischendruckluft über die Lageranordnung (26) leitet und so die Lageranordnung abdichtet.
  8. Turbinenmaschine nach einem der vorangehenden Ansprüche, wobei die Turbinenlaufschaufel (58) keine Duschkopfkühlanordnung aufweist.
  9. Turbinenmaschine nach einem der vorangehenden Ansprüche, wobei die Leitung (76) die primäre Quelle von Kühlluft für die Turbinenlaufschaufel (58) bereitstellt.
  10. Turbinenmaschine nach einem der vorangehenden Ansprüche, ferner aufweisend: eine rotierende Stahlwelle (24), welche den Turbinenabschnitt (18) mit dem Verbrennungsabschnitt (16) verbindet, wobei die Leitung (76) ferner die Zwischendruckluft leitet, um die Stahlwelle (24) zu kühlen.
  11. Turbinenmaschine nach Anspruch 1, ferner aufweisend eine Kammer zum Isolieren der Zwischendruckluft von der Hochdruckluft, wobei die Kammer strömungsaufwärts der Turbinenlaufschaufel (58) und in Strömungsverbindung mit dieser ist.
  12. Turbinenmaschine nach Anspruch 11, ferner aufweisend ein Prallelement (70) strömungsaufwärts der Turbinenlaufschaufel (58), wobei das Prallelement (70) zumindest teilweise die Kammer definiert.
  13. Turbinenmaschine nach Anspruch 12, ferner aufweisend eine Lageranordnung, welche eine rotierende Welle (24) abstützt, die zumindest teilweise in der Kammer enthalten ist, so dass die Kammer Zwischendruckluft über die Lageranordnung leitet und so die Lageranordnung abdichtet.
  14. Verfahren zum Kühlen von Bauteilen in einer Turbinenmaschine, wobei die Turbinenmaschine einen Verdichterabschnitt (14), ein externes Gehäuse, welches radial den Verdichterabschnitt umgibt, einen Verbrennungsabschnitt (16) und einen Turbinenabschnitt (18) in Strömungsverbindung aufweist, wobei das Verfahren aufweist: Ableiten von Zwischendruckluft bei einem Druck, der höher ist als der statische Druck einer rotierenden Turbinenlaufschaufel (58) in dem Turbinenabschnitt (18) von einem Bereich des Verdichtungsabschnitts (14) strömungsaufwärts von einem Auslass der Luft bei höchstem Druck, welche in den Verbrennungsabschnitt (16) gelangt, zu der Turbinenlaufschaufel (58) durch eine Leitung (76), die relativ zu einem Gehäuse (22) der Turbinenmaschine stationär ist und einen Einlass hat, der durch das Gehäuse hindurch geht, und so Kühlen der Turbinenlaufschaufel (58), wobei die Zwischendruckluft eine Temperatur hat, die niedriger ist als die der Luft bei höchstem Druck.
  15. Verfahren nach Anspruch 14, wobei das Ableiten aufweist: Ableiten der Zwischendruckluft zu einer Vorderkante der Turbinenlaufschaufel (58) bei einem niedrigeren statischen Druck als der Druck der Zwischendruckluft.
  16. Verfahren nach Anspruch 14 oder 15, ferner aufweisend: Ableiten der Zwischendruckluft über ein Äußeres eines Lageranordnungsgehäuses (26), welches mindestens ein Lager beherbergt, welches eine zentrale Welle (24) der Turbinenmaschine abstützt, um das Gehäuse (26) abzudichten.
  17. Verfahren nach Anspruch 11, 15 oder 16, wobei die Zwischendruckluft über eine Hochdruckturbinenlaufschaufel (58) abgeleitet wird.
  18. Verfahren nach einem der Ansprüche 14 bis 17, wobei die Turbinenlaufschaufel (58) die Erste von mehreren Turbinenlaufschaufeln in der Maschine in Strömungsverbindung mit Gasen von dem Verbrennungsabschnitt (16) ist.
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Families Citing this family (27)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6585482B1 (en) * 2000-06-20 2003-07-01 General Electric Co. Methods and apparatus for delivering cooling air within gas turbines
US6647730B2 (en) * 2001-10-31 2003-11-18 Pratt & Whitney Canada Corp. Turbine engine having turbine cooled with diverted compressor intermediate pressure air
US7744827B2 (en) 2004-02-13 2010-06-29 United Technologies Corporation Catalytic treatment of fuel to impart coking resistance
US7156618B2 (en) * 2004-11-17 2007-01-02 Pratt & Whitney Canada Corp. Low cost diffuser assembly for gas turbine engine
US7287384B2 (en) * 2004-12-13 2007-10-30 Pratt & Whitney Canada Corp. Bearing chamber pressurization system
US7870742B2 (en) * 2006-11-10 2011-01-18 General Electric Company Interstage cooled turbine engine
US8562285B2 (en) * 2007-07-02 2013-10-22 United Technologies Corporation Angled on-board injector
US20090255120A1 (en) * 2008-04-11 2009-10-15 General Electric Company Method of assembling a fuel nozzle
US8282354B2 (en) * 2008-04-16 2012-10-09 United Technologies Corporation Reduced weight blade for a gas turbine engine
US8371127B2 (en) * 2009-10-01 2013-02-12 Pratt & Whitney Canada Corp. Cooling air system for mid turbine frame
US8662845B2 (en) 2011-01-11 2014-03-04 United Technologies Corporation Multi-function heat shield for a gas turbine engine
US8740554B2 (en) 2011-01-11 2014-06-03 United Technologies Corporation Cover plate with interstage seal for a gas turbine engine
US8840375B2 (en) 2011-03-21 2014-09-23 United Technologies Corporation Component lock for a gas turbine engine
US9279341B2 (en) 2011-09-22 2016-03-08 Pratt & Whitney Canada Corp. Air system architecture for a mid-turbine frame module
US9091173B2 (en) 2012-05-31 2015-07-28 United Technologies Corporation Turbine coolant supply system
US9581255B2 (en) 2012-07-23 2017-02-28 Henning, Inc. Multiple proportion delivery systems and methods
JP6240327B2 (ja) 2013-11-27 2017-11-29 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ 流体ロックとパージ装置とを有する燃料ノズル
EP3087321B1 (de) 2013-12-23 2020-03-25 General Electric Company Brennstoffdüsestruktur für luftunterstützte brennstoffeinspritzung
EP3087322B1 (de) 2013-12-23 2019-04-03 General Electric Company Brennstoffdüse mit flexiblen trägerstrukturen
EP2942483B2 (de) 2014-04-01 2022-09-28 Raytheon Technologies Corporation Belüftete bordseitige tangenzialdüse für einen gasturbinenmotor
US9677423B2 (en) 2014-06-20 2017-06-13 Solar Turbines Incorporated Compressor aft hub sealing system
EP3124742B1 (de) * 2015-07-28 2018-11-07 MTU Aero Engines GmbH Gasturbine
US10273812B2 (en) 2015-12-18 2019-04-30 Pratt & Whitney Canada Corp. Turbine rotor coolant supply system
US11525393B2 (en) 2020-03-19 2022-12-13 Rolls-Royce Corporation Turbine engine with centrifugal compressor having impeller backplate offtake
US11598265B2 (en) * 2021-02-03 2023-03-07 Pratt & Whitney Canada Corp. Tangential on-board injector
CN114542205B (zh) * 2022-02-11 2022-11-22 中国航发沈阳发动机研究所 一种高马赫航空发动机耐高温高压轴承腔结构
US11773773B1 (en) 2022-07-26 2023-10-03 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Gas turbine engine centrifugal compressor with impeller load and cooling control

Family Cites Families (45)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR801190A (fr) 1935-04-29 1936-07-29 Rateau Sa Dispositif de réglage de la combustion dans un foyer surcomprimé par turbosoufflante
US2401826A (en) 1941-11-21 1946-06-11 Dehavilland Aircraft Turbine
US2620123A (en) 1946-05-31 1952-12-02 Continental Aviat & Engineerin Cooling system for combustion gas turbines
US3826084A (en) 1970-04-28 1974-07-30 United Aircraft Corp Turbine coolant flow system
US3742706A (en) 1971-12-20 1973-07-03 Gen Electric Dual flow cooled turbine arrangement for gas turbine engines
US3990812A (en) 1975-03-03 1976-11-09 United Technologies Corporation Radial inflow blade cooling system
US4170435A (en) 1977-10-14 1979-10-09 Swearingen Judson S Thrust controlled rotary apparatus
US4236869A (en) 1977-12-27 1980-12-02 United Technologies Corporation Gas turbine engine having bleed apparatus with dynamic pressure recovery
US4291531A (en) * 1978-04-06 1981-09-29 Rolls-Royce Limited Gas turbine engine
US4348157A (en) 1978-10-26 1982-09-07 Rolls-Royce Limited Air cooled turbine for a gas turbine engine
US4217755A (en) * 1978-12-04 1980-08-19 General Motors Corporation Cooling air control valve
US4296599A (en) 1979-03-30 1981-10-27 General Electric Company Turbine cooling air modulation apparatus
FR2470861A1 (fr) 1979-12-06 1981-06-12 Rolls Royce Dispositif de maintien d'un etat de tension constant dans les organes d'une turbine a gaz
GB2081392B (en) 1980-08-06 1983-09-21 Rolls Royce Turbomachine seal
GB2108202B (en) 1980-10-10 1984-05-10 Rolls Royce Air cooling systems for gas turbine engines
JPS5847171A (ja) 1981-09-14 1983-03-18 Toshiba Corp 多段水力機械
US4462204A (en) 1982-07-23 1984-07-31 General Electric Company Gas turbine engine cooling airflow modulator
US4472107A (en) 1982-08-03 1984-09-18 Union Carbide Corporation Rotary fluid handling machine having reduced fluid leakage
US4639194A (en) * 1984-05-02 1987-01-27 General Motors Corporation Hybrid gas turbine rotor
US4697981A (en) 1984-12-13 1987-10-06 United Technologies Corporation Rotor thrust balancing
FR2576358A1 (fr) 1985-01-24 1986-07-25 Wieczorek Julien Module haute-pression et haute-temperature pour turboreacteurs
DE3514352A1 (de) 1985-04-20 1986-10-23 MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München Gasturbinentriebwerk mit einrichtungen zur abzweigung von verdichterluft zur kuehlung von heissteilen
US4701105A (en) 1986-03-10 1987-10-20 United Technologies Corporation Anti-rotation feature for a turbine rotor faceplate
EP0252045A3 (de) 1986-06-30 1988-02-24 Atlas Copco Aktiebolag Einrichtung zur Überwachung und zum Ausgleich eines Axialdruckes
FR2614073B1 (fr) 1987-04-15 1992-02-14 Snecma Dispositif d'ajustement en temps reel du jeu radial entre un rotor et un stator de turbomachine
FR2614654B1 (fr) 1987-04-29 1992-02-21 Snecma Disque de compresseur axial de turbomachine a prelevement d'air centripete
US4815272A (en) 1987-05-05 1989-03-28 United Technologies Corporation Turbine cooling and thermal control
US4820116A (en) 1987-09-18 1989-04-11 United Technologies Corporation Turbine cooling for gas turbine engine
US4907943A (en) 1988-05-25 1990-03-13 United Technologies Corporation Method and apparatus for assessing thrust loads on engine bearings
US5003773A (en) * 1989-06-23 1991-04-02 United Technologies Corporation Bypass conduit for gas turbine engine
US5187931A (en) 1989-10-16 1993-02-23 General Electric Company Combustor inner passage with forward bleed openings
US5174105A (en) 1990-11-09 1992-12-29 General Electric Company Hot day m & i gas turbine engine and method of operation
US5143512A (en) 1991-02-28 1992-09-01 General Electric Company Turbine rotor disk with integral blade cooling air slots and pumping vanes
CA2076120A1 (en) 1991-09-11 1993-03-12 Adam Nelson Pope System and method for improved engine cooling
US5275534A (en) 1991-10-30 1994-01-04 General Electric Company Turbine disk forward seal assembly
US5209652A (en) 1991-12-06 1993-05-11 Allied-Signal, Inc. Compact cryogenic turbopump
FR2690482B1 (fr) 1992-04-23 1994-06-03 Snecma Circuit de ventilation des disques de compresseurs et de turbines.
FR2707698B1 (fr) 1993-07-15 1995-08-25 Snecma Turbomachine munie d'un moyen de soufflage d'air sur un élément de rotor.
FR2712029B1 (fr) 1993-11-03 1995-12-08 Snecma Turbomachine pourvue d'un moyen de réchauffage des disques de turbines aux montées en régime.
US5402636A (en) 1993-12-06 1995-04-04 United Technologies Corporation Anti-contamination thrust balancing system for gas turbine engines
US5555721A (en) 1994-09-28 1996-09-17 General Electric Company Gas turbine engine cooling supply circuit
US5567129A (en) 1995-05-25 1996-10-22 Bonardi; G. Fonda Thrust control system for gas-bearing turbocompressors
US5779437A (en) 1996-10-31 1998-07-14 Pratt & Whitney Canada Inc. Cooling passages for airfoil leading edge
US5862666A (en) 1996-12-23 1999-01-26 Pratt & Whitney Canada Inc. Turbine engine having improved thrust bearing load control
US5996331A (en) * 1997-09-15 1999-12-07 Alliedsignal Inc. Passive turbine coolant regulator responsive to engine load

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Publication number Publication date
JP2002543319A (ja) 2002-12-17
WO2000065201A1 (en) 2000-11-02
US6227801B1 (en) 2001-05-08
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