EP1557536A1

EP1557536A1 - Gas turbine with axially displaceable rotor

Info

Publication number: EP1557536A1
Application number: EP04001335A
Authority: EP
Inventors: Arnd Dr. Reichert; Bernd Dr. Stöcker
Original assignee: Siemens AG
Current assignee: Siemens AG
Priority date: 2004-01-22
Filing date: 2004-01-22
Publication date: 2005-07-27
Also published as: EP1706597B1; DE502005006804D1; EP1706597A1; US20080232949A1; WO2005071229A1; US7559741B2

Abstract

The device has an axially movable rotor (3) and an annular channel (24) in a housing with inner and outer guide surfaces (21,22) forming a flow channel (24) narrowing in the axial direction, at least one fixed rim (15) in the annular channel and at least one rim (17) of profiles on the rotor, whereby the end of each rotor blade (14) and/or guide vane (16) is opposite an axial section of one of the two bounding surfaces to form a radial gap (23). The size of each radial gap between the end of each blade and the opposing axial section of the bounding surface is constant at least over the displacement distance of the rotor and the radial gap is parallel to the rotation axis of the rotor.

Description

Die Erfindung betrifft eine Strömungsmaschine, insbesondere einen axial durchströmten Verdichter für eine Gasturbine, gemäß dem Oberbegriff des Anspruchs 1.The invention relates to a turbomachine, in particular an axial flow compressor for a gas turbine, according to the preamble of claim 1.

An Generatoren angekoppelte Gasturbinen werden zur Umwandlung von fossiler Energie in elektrische Energie eingesetzt. Eine Gasturbine weist dazu entlang ihrer Rotorwelle einen Verdichter, eine Brennkammer und eine Turbineneinheit auf. Beim Betrieb der Gasturbine saugt der Verdichter Umgebungsluft an und verdichtet diese. Anschließend wird die verdichtete Luft mit einem Brennmittel vermischt und der Brennkammer zugeführt. Dort verbrennt das Gemisch zu einem heißen Arbeitsmedium und strömt dann in die Turbineneinheit, in der Schaufeln vorgesehen sind. Die am Gehäuse der Turbineneinheit befestigten Leitschaufeln lenken dabei das Arbeitsmedium auf die am Rotor befestigten Laufschaufeln, so dass diese den Rotor in eine Drehbewegung versetzen. Die so aufgenommene Rotationsenergie wird dann durch den am Rotor angekoppelten Generator in elektrische Energie umgewandelt. Ferner wird sie zum Antrieb des Verdichters benutzt.Gas turbines coupled to generators become converters used by fossil energy in electrical energy. A Gas turbine has to along its rotor shaft a compressor, a combustion chamber and a turbine unit. During operation the gas turbine sucks in the compressor ambient air and compacts them. Subsequently, the compressed air mixed with a fuel and fed to the combustion chamber. There, the mixture burns to a hot working medium and then flows into the turbine unit, in the blades are provided. The attached to the housing of the turbine unit Guide vanes direct the working fluid onto the Rotor attached blades so that these are the rotor in make a rotary motion. The thus recorded rotational energy is then through the generator coupled to the rotor converted into electrical energy. Furthermore, it becomes the drive used the compressor.

Aus der WO 00/28190 ist eine Gasturbine mit einem Verdichter bekannt, dessen Rotor zur Einstellung des Radialspaltes, welcher zwischen den Spitzen der Turbinenlaufschaufeln und dem Innengehäuse gebildet ist, entgegen der Strömungsrichtung des Arbeitsmediums verschoben wird. Dabei werden die Radialspalte der Turbineneinheit verkleinert, was zu einer wesentlichen Verringerung von Strömungsverlusten in der Turbineneinheit und somit zu einer Wirkungsgradsteigerung der Gasturbine führt. Gleichzeitig werden jedoch die Radialspalte im Verdichter vergrößert, was die Strömungsverluste im Verdichter erhöht. Trotz der Verluste im Verdichter führt die Verschiebung des Rotors zu einer Leistungssteigerung der Gasturbine.From WO 00/28190 is a gas turbine with a compressor known whose rotor for adjusting the radial gap, which between the tips of the turbine blades and the Inner housing is formed, against the flow direction of the Work medium is moved. This will be the radial column the turbine unit reduced, resulting in a significant Reduction of flow losses in the turbine unit and thus to an increase in efficiency of the gas turbine leads. At the same time, however, the radial gaps in the compressor increases what the flow losses in the compressor elevated. Despite the losses in the compressor, the shift leads of the rotor to a power increase of the gas turbine.

Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist es, eine Strömungsmaschine mit einem axial verschiebbaren Rotor anzugeben, deren Strömungsverluste bei einer axialen Verschiebung des Rotors zumindest nicht vergrößert werden.The object of the present invention is a turbomachine specify with an axially displaceable rotor whose Flow losses at an axial displacement of the rotor at least not be enlarged.

Die Aufgabe wird durch die Merkmale des Anspruchs 1 gelöst. Vorteilhafte Ausgestaltungen sind in den Unteransprüchen angegeben.The object is solved by the features of claim 1. Advantageous embodiments are specified in the subclaims.

Die Lösung der Aufgabe sieht vor, dass das Maß jedes Radialspaltes zwischen dem Ende einer jeden Lauf- bzw. Leitschaufel und dem gegenüberliegenden axialen Abschnitt der Begrenzungsfläche mindestens über den Verschiebeweg des Rotors konstant ist und der Radialspalt parallel zur Drehachse des Rotors verläuft. Die Lösung geht dabei von der Erkenntnis aus, dass die Strömungsverluste nicht vergrößert werden, wenn der Radialspalt zwischen feststehenden und rotierenden Komponenten über den Verschiebeweg des Rotors konstant bleibt. Dazu sind die den Radialspalt formenden Komponenten, wie das Ende einer Lauf- bzw. Leitschaufel und der ihr gegenüberliegenden Begrenzungs- bzw. Führungsfläche, parallel zur Rotordrehachse ausgebildet. Bei einer Verschiebung des Rotors in Axialrichtung bleibt somit das Maß jedes Radialspaltes konstant.The solution of the task provides that the measure of each radial gap between the end of each blade or vane and the opposite axial portion of the boundary surface constant at least over the displacement of the rotor is and the radial gap parallel to the axis of rotation of the rotor runs. The solution is based on the knowledge that the flow losses are not increased when the radial gap between fixed and rotating components remains constant over the displacement of the rotor. These are the radial gap forming components, such as the end of a Runner or vane and the opposite Limiting or guide surface, parallel to the rotor axis of rotation educated. With a displacement of the rotor in the axial direction Thus, the dimension of each radial gap remains constant.

In einer vorteilhaften Weiterbildung ist zumindest teilweise die äußere Führungsfläche für das Strömungsmedium durch die Oberseite der Plattformen der Leitschaufeln gebildet, die dem Leitprofil zugewandt ist. Hierdurch wird erreicht, dass das Strömungsmedium von den Plattformen der Leitschaufeln geführt wird.In an advantageous development is at least partially the outer guide surface for the flow medium through the Top of the platforms of the vanes formed to the Facing profile faces. This ensures that the Flow medium guided by the platforms of the vanes becomes.

In einer weiteren Ausgestaltung ist zumindest teilweise die innere Führungsfläche durch die Oberseite der Plattformen der Laufschaufeln gebildet, die den Laufprofil zugewandt ist. In a further embodiment, at least partially inner guide surface through the top of the platforms Blades formed, which faces the tread.

Somit wird das Strömungsmedium von der inneren Führungsfläche geführt.Thus, the flow medium from the inner guide surface guided.

Wenn die Oberseiten der Plattformen der Lauf- bzw. Leitschaufeln in Axialrichtung gegenüber der Verschieberichtung geneigt sind, so erfolgt die nötige Verjüngung des Strömungskanals in Axialrichtung an den festen Enden der Lauf- bzw. Leitschaufeln. An dieser Stelle ist kein Radialspalt vorhanden, dessen Maß sich aufgrund der Verschiebung des Rotors ändern würde.If the tops of the platforms of the blades or vanes inclined in the axial direction relative to the direction of displacement are, then the necessary taper of the flow channel in the axial direction at the fixed ends of the running or Vanes. There is no radial gap at this point its dimension is due to the displacement of the rotor would change.

Zweckmäßigerweise ist die Laufschaufel als freistehende Laufschaufel ausgebildet. Somit kann das Ende der Laufschaufel als Anstreifkante ausgebildet sein, welche einer Führungsfläche des Ringkanals gegenüberliegt, die gleichzeitig durch die Begrenzungsfläche des Ringkanals geformt wird.Conveniently, the blade is a freestanding blade educated. Thus, the end of the blade be designed as squeal, which a guide surface the ring channel opposite, the same time the boundary surface of the annular channel is formed.

Besonders vorteilhaft ist die Ausgestaltung, bei der die äußere Führungsfläche und der sich in Axialrichtung erstreckende Abschnitt der Begrenzungsfläche, der den freien Enden der Laufschaufel eines Laufschaufelkranzes gegenüberliegt, mittels eines Führungsringes gebildet wird. Somit ist eine einfache und kostengünstige Ausgestaltung möglich.Particularly advantageous is the embodiment in which the outer guide surface and extending in the axial direction Section of the boundary surface, the free ends the blade of a blade ring is opposite, is formed by means of a guide ring. Thus, one is simple and inexpensive design possible.

Zweckmäßigerweise ist die Leitschaufel als freistehende Leitschaufel ausgebildet. Das dem Rotor zugewandte Ende der Leitschaufel bildet mit der Begrenzungsfläche den Radialspalt.Conveniently, the vane is a freestanding vane educated. The rotor-facing end of the vane forms the radial gap with the boundary surface.

Ebenfalls wird ein paralleler Radialspalt gebildet, wenn die Leitschaufeln eines Kranzes jeweils an ihrem Ende weitere Plattformen aufweisen, die, in Umfangsrichtung aneinanderliegend, eine äußere Umfangsfläche aufweisen, welche die Führungsfläche bildet und wenn die der Führungsfläche abgewandte Rückseite der Plattformen den in Axialrichtung erstreckenden Abschnitt der inneren Begrenzungsfläche gegenüberliegt. Der Radialspalt ist dann außerhalb des sich verjüngenden Strömungskanals geformt. In diesem Radialspalt können dann Labyrinthdichtungen angeordnet werden, die weitere Druckverluste im Strömungsmedium verhindern. Ein Umströmen der Plattformen kann somit vermieden werden.Also, a parallel radial gap is formed when the Vanes of a wreath each at their end more Having platforms which, adjacent one another in the circumferential direction, an outer peripheral surface having the guide surface forms and when facing away from the guide surface Back of the platforms extending in the axial direction Section of the inner boundary surface opposite. Of the Radial gap is then outside of the tapered flow channel shaped. In this radial gap can then labyrinth seals be arranged, the further pressure losses prevent in the flow medium. A flow around the platforms can thus be avoided.

Besonders vorteilhaft ist die Strömungsmaschine als ein axial durchströmter Verdichter einer Gasturbine ausgebildet. Die Axialverschiebung des Rotors entgegen der Strömungsrichtung des Strömungsmediums führt in der Turbineneinheit zu sich verkleinernden und wirkungsgradsteigernden Radialspalten, wohingegen die Radialspalte im Verdichter konstant bleiben. Strömungsverluste im Verdichter werden somit trotz der Verschiebung des Rotors konstant gehalten. Generell führt dies zu einer weiter gesteigerten Leistungsabgabe, verglichen mit der des Standes der Technik.Particularly advantageous is the turbomachine as an axial flowed through compressor of a gas turbine. The Axial displacement of the rotor against the flow direction the flow medium leads in the turbine unit to itself decreasing and efficiency-increasing radial gaps, whereas the radial gaps in the compressor remain constant. Flow losses in the compressor are thus despite the shift kept constant of the rotor. Generally this leads to a further increased power output compared to that of the prior art.

Die Erfindung wird anhand von Zeichnungen erläutert. Dabei zeigen die Figuren:

Fig. 1: Eine Gasturbine in einem Längsteilschnitt,
Fig. 2: eine abschnittsweise zylindrische Kontur eines Strömungskanals eines Verdichters,
Fig. 3: die Kontur des Strömungskanals gemäß Fig. 2 mit einem axial verschobenen Rotor,
Fig. 4: die Kontur eines Strömungskanals des weiteren Verdichters.

The invention will be explained with reference to drawings. The figures show:

Fig. 1: A gas turbine in a longitudinal section,
Fig. 2: a section-wise cylindrical contour of a flow channel of a compressor,
Fig. 3: the contour of the flow channel according to FIG. 2 with an axially displaced rotor,
Fig. 4: the contour of a flow channel of the other compressor.

Die Fig. 1 zeigt eine Gasturbine 1 in einem Längsteilschnitt. Sie weist im Inneren einen um eine Drehachse 2 drehgelagerten Rotor 3 auf, der auch als Turbinenläufer oder Rotorwelle bezeichnet wird. Entlang des Rotors 3 folgen aufeinander ein Ansauggehäuse 4, ein Verdichter 5, eine torusartige Ringbrennkammer 6 mit mehreren koaxial angeordneten Brennern 7, eine Turbineneinheit 8 und das Abgasgehäuse 9. Fig. 1 shows a gas turbine 1 in a longitudinal partial section. It has a rotatably mounted about an axis of rotation 2 inside Rotor 3 on, also called turbine rotor or rotor shaft referred to as. Along the rotor 3 follow one another Intake housing 4, a compressor 5, a toroidal annular combustion chamber 6 with a plurality of coaxially arranged burners 7, a turbine unit 8 and the exhaust housing 9.

Im Verdichter 5 ist ein ringförmiger Verdichterkanal 10 vor gesehen, der sich in Richtung der Ringbrennkammer 6 im Querschnitt verjüngt. Am brennkammerseitigen Ausgang des Verdichters 5 ist ein Diffusor 11 angeordnet, der mit der Ringbrennkammer 6 in Strömungsverbindung steht. Die Ringbrennkammer 6 bildet einen Verbrennungsraum 12 für ein Gemisch aus einem Brennmittel und verdichteter Luft. Ein in der Turbineneinheit 8 angeordneter Heißgaskanal 13 ist mit dem Verbrennungsraum 12 in Strömungsverbindung, wobei dem Heißgaskanal 13 das Abgasgehäuse 9 nachgeordnet ist.In the compressor 5, an annular compressor passage 10 is present Seen in the direction of the annular combustion chamber 6 in cross section rejuvenated. At the combustion chamber side outlet of the compressor 5, a diffuser 11 is arranged, which communicates with the annular combustion chamber 6 is in fluid communication. The annular combustion chamber 6 forms a combustion chamber 12 for a mixture of a Fuel and compressed air. One in the turbine unit 8 arranged hot gas duct 13 is connected to the combustion chamber 12 in flow communication, the hot gas duct 13, the exhaust housing 9 is subordinate.

Im Verdichterkanal 10 und im Heißgaskanal 13 sind jeweils Schaufelkränze angeordnet. Abwechselnd folgt einem aus Leitschaufeln 14 gebildeten Leitschaufelkranz 15 jeweils ein aus Laufschaufeln 16 gebildeter Laufschaufelkranz 17. Die feststehenden Leitschaufeln 14 sind dabei mit einem oder mehreren Leitschaufelträgern 18 verbunden, wohingegen die Laufschaufeln 16 mittels einer Scheibe 19 am Rotor 3 befestigt sind.In the compressor passage 10 and the hot gas passage 13 are respectively Shovel rims arranged. Alternately, one follows from vanes 14 formed Leitschaufelkranz 15 each one out Blades 16 formed blade ring 17. The fixed Guide vanes 14 are one or more Guide vanes 18 connected, whereas the blades 16 are fixed by means of a disc 19 on the rotor 3.

Die Turbineneinheit 8 weist einen sich konisch erweiternden Heißgaskanal 13 auf, dessen äußere Führungsfläche 21 sich konzentrisch in Strömungsrichtung des Arbeitsfluids 20 erweitert. Die innere Führungsfläche 22 ist dagegen im wesentlichen parallel zur Drehachse 2 des Rotors 3 ausgerichtet. Die Laufschaufeln 16 weisen an ihren freien Enden Anstreifkanten 29 auf, die mit den ihr gegenüberliegenden äußeren Führungsflächen 21 einen Radialspalt 23 bildet.The turbine unit 8 has a conically widening Hot gas duct 13, whose outer guide surface 21 itself extended concentrically in the flow direction of the working fluid 20. The inner guide surface 22, however, is substantially aligned parallel to the axis of rotation 2 of the rotor 3. The Blades 16 have at their free ends squint edges 29 on, with the opposite outer guide surfaces 21 forms a radial gap 23.

Während des Betriebs der Gasturbine 1 wird vom Verdichter 5 durch das Ansauggehäuse 4 Luft angesaugt und im Verdichterkanal 10 verdichtet. Die am brennerseitigen Ende des Verdichters 5 bereitgestellt Luft L wird durch den Diffusor 11 zu den Brennern 7 geführt und dort mit einem Brennmittel vermischt. Das Gemisch wird dann unter Bildung des Arbeitsfluids 20 im Verbrennungsraum 10 verbrannt. Von dort aus strömt das Arbeitsfluid 20 in den Heißgaskanal 13. An den in der Turbineneinheit 8 angeordneten Laufschaufeln 16 entspannt sich das Arbeitsfluid 20 impulsübertragend, so dass der Rotor 3 angetrieben wird und mit ihm eine an ihn angekoppelte Arbeitsmaschine (nicht dargestellt).During operation of the gas turbine 1 is from the compressor. 5 sucked air through the intake housing 4 and in the compressor duct 10 compacted. The at the burner end of the compressor 5 provided air L is through the diffuser 11 to passed the burners 7 and mixed there with a fuel. The mixture is then added to form the working fluid 20 burned in the combustion chamber 10. From there it flows Working fluid 20 in the hot gas duct 13th To the in the turbine unit 8 arranged blades 16 relaxes the Working fluid 20 pulse transmitting, so that the rotor 3 driven and with it a work machine connected to it (not shown).

Ein eintrittsseitiges Verdichterlager 32 dient neben der Axial- und Radiallagerung als Verstelleinrichtung für eine Verschiebung des Rotors. Dabei wird zur Leistungssteigerung der Gasturbine 1 der Rotor 2 im stationären Zustand von einer Ausgangslage in eine stationäre Betriebslage entgegen der Strömungsrichtung des Arbeitsfluids 20, in Fig. 1 nach links, verschoben. Dadurch wird der in der Turbineneinheit 8 von Laufschaufeln 16 und der äußeren Führungsfläche 21 gebildete Radialspalt 23 verkleinert. Dies führt zu einer Verminderung der Strömungsverluste in der Turbineneinheit 8 und somit zu einer Wirkungsgradsteigerung der Gasturbine 1.An inlet-side compressor bearing 32 is used in addition to the Axial and radial bearing as adjusting for a Displacement of the rotor. This is to increase performance the gas turbine 1, the rotor 2 in the stationary state of a Starting position in a stationary operating position against the Flow direction of the working fluid 20, in Fig. 1 to the left, postponed. As a result, in the turbine unit 8 of Blades 16 and the outer guide surface 21 formed Radial gap 23 reduced. This leads to a reduction the flow losses in the turbine unit 8 and thus to an increase in efficiency of the gas turbine 1.

In Fig. 2 ist ein Abschnitt des Ringkanals des Verdichters 5 mit zwei Laufschaufelkränzen 17 und mit einem dazwischenliegenden Leitschaufelkranz 15 dargestellt. Der Ringkanal ist dabei als Strömungskanal 24 für das Strömungsmedium 26 Luft ausgebildet. Die äußere Führungsfläche 21 ist in Fig. 2 und Fig. 3 mit der äußeren Begrenzungsfläche 37 und die innere Führungsfläche 22 mit der inneren Begrenzungsfläche 36 identisch.In Fig. 2 is a portion of the annular channel of the compressor fifth with two blade rings 17 and with an intermediate one Guide vane 15 shown. The ring channel is as air flow channel 24 for the flow medium 26 air educated. The outer guide surface 21 is in Fig. 2 and Fig. 3 with the outer boundary surface 37 and the inner Guide surface 22 with the inner boundary surface 36 identical.

In Fig. 2 befindet sich der Rotor 3 in seiner Ausgangslage. Die Leitschaufeln 14 des Leitschaufelkranzes 15 sind an einer außenliegenden Wand drehfest befestigt, wohingegen die Laufschaufeln 16 an dem Rotor 3 des Verdichters 3 angeordnet sind. Jede Laufschaufel 16 weist an ihrem festen Ende jeweils eine Plattform 25 auf, deren Oberflächen den Verdichterkanal 10 nach innen begrenzen. Ebenso weist jede Leitschaufel 14 an ihrem festen Ende eine Plattform 25 auf, die den Verdichterkanal 10 nach außen hin begrenzen. Von der Plattform 25 der Laufschaufel 16 (bzw. der Leitschaufel 14) aus erstreckt sich ein Laufprofil 27 (bzw. ein Leitprofil 28) in den Verdichterkanal 10 hinein, welches beim Betrieb des Verdichters 5 die Luft L verdichtet. Die freien Enden der Lauf- bzw. Leitprofile 27, 28, welche den plattformseitigen Enden gegenüberliegen, sind als Anstreifkanten 29 ausgebildet und liegen unter Bildung des Radialspaltes 23 jeweils Führungsringen 30 gegenüber.In Fig. 2, the rotor 3 is in its initial position. The vanes 14 of the vane ring 15 are at a outer wall rotatably attached, whereas the blades 16 arranged on the rotor 3 of the compressor 3 are. Each blade 16 has at its fixed end respectively a platform 25, the surfaces of which the compressor channel Limit 10 to the inside. Likewise, each vane 14 indicates their fixed end a platform 25, which the compressor duct 10 limit to the outside. From the platform 25 of the Blade 16 (or the vane 14) extends from a running profile 27 (or a guide profile 28) in the compressor passage 10 in which, during operation of the compressor 5, the Compressed air L. The free ends of the running or guide profiles 27, 28 which are opposite the platform-side ends, are designed as squashing edges 29 and are below Forming the radial gap 23 each guide rings 30 opposite.

In Axialrichtung gesehen ist der Radialspalt 23 jeweils parallel zu Drehachse 2 ausgerichtet, d.h. der Führungsring 30 und die Anstreifkante 29 sind zylindrisch zur Drehachse 2. Die Plattformen 25 hingegen sind jeweils zur Drehachse 2 des Rotors 3 geneigt, so dass in Axialrichtung betrachtet sich eine Verjüngung des Strömungskanals 24 ergibt. Es ergibt sich eine zylindrische Kontur des Strömungskanals 24 in den Bereichen der sich radial gegenüberliegenden feststehenden und rotierenden Komponenten, die in Axialrichtung gesehen abschnittsweise und Radialrichtung innerhalb bzw. außerhalb der Leit- bzw. Laufprofile liegen.Seen in the axial direction of the radial gap 23 is parallel aligned with axis of rotation 2, i. the guide ring 30 and the squealer 29 are cylindrical to the rotation axis. 2 The platforms 25, however, are each to the axis of rotation 2 of the Rotor 3 inclined so that viewed in the axial direction a taper of the flow channel 24 results. It turns out a cylindrical contour of the flow channel 24 in the areas the radially opposite fixed and rotating components, viewed in axial direction in sections and radial direction inside or outside of the Guiding or running profiles lie.

In Fig. 3 ist der Rotor 3 gegenüber den drehfesten Komponenten der Gasturbine 1 entgegen der Strömungsrichtung des Strömungsmediums 26 in seine stationäre Betriebslage verschoben. Zum Vergleich ist seine Ausgangslage in gestrichelter Linienart angedeutet. Trotz der Verschiebung des Rotors 3 bleibt das Maß des Radialspaltes 23 konstant, so dass die Strömungsverluste im Verdichter 5 nicht vergrößert werden. Dazu ist über die axiale Länge eines Abschnitts A der Führungsring 30 und die Anstreifkante 29 parallel zur Drehachse 2 des Rotors ausgebildet. Der Abschnitt A setzt sich dabei aus der axialen Länge der Anstreifkanten 29 und dem axialen Verschiebeweg V zusammen. Verglichen mit der Lösung des Standes der Technik führt die neue Lösung zu einer weiteren Leistungssteigerung der Gasturbine 1, da mit der Verschiebung des Rotors 3 die im Verdichter 5 entstehenden Verluste konstant geblieben sind.In Fig. 3, the rotor 3 with respect to the rotationally fixed components the gas turbine 1 against the flow direction of the flow medium 26 moved to its stationary operating position. For comparison, its starting position is in dashed line style indicated. Despite the displacement of the rotor 3 remains the degree of radial gap 23 is constant, so that the flow losses can not be increased in the compressor 5. Is to over the axial length of a portion A of the guide ring 30th and the squeal edge 29 parallel to the axis of rotation 2 of the rotor educated. The section A is made up of the axial Length of the squealer edges 29 and the axial displacement V together. Compared with the solution of the prior art The new solution leads to a further increase in performance the gas turbine 1, since with the displacement of the rotor 3 in the Compressor 5 resulting losses have remained constant.

Fig. 4 zeigt einen Ausschnitt aus dem Strömungskanal 26 des Verdichters 3, bei dem jede Leitschaufel 14 an ihrem dem Rotor 3 zugewandten Ende jeweils eine zweite Plattform 31 aufweist. Die weiteren Plattformen 31 der Leitschaufeln 14 des Leitschaufelkranzes 15 bilden dabei einen den Rotor 3 umgreifenden Ring. Die dem Leitprofil 28 zugewandte Oberflächen der weiteren Plattformen 31 bilden für das Strömungsmedium 26 die innere Führungsfläche 22. Eine der Führungsflächen 22 abgewandte Rückseite 34 der Plattform 31, 34 liegt einer Begrenzungsfläche 36 gegenüber. Zwischen der Rückseite 34 der Plattform 31 und der Begrenzungsfläche 36 ist der zur Drehachse 2 parallel verlaufende Radialspalt 23 gebildet.Fig. 4 shows a section of the flow channel 26 of the Compressor 3, in which each vane 14 at its the Rotor 3 each end facing a second platform 31st having. The further platforms 31 of the guide vanes 14 of the vane ring 15 form a rotor 3 encompassing Ring. The guide profile 28 facing surfaces the other platforms 31 form for the flow medium 26th the inner guide surface 22. One of the guide surfaces 22 facing away Rear side 34 of the platform 31, 34 is located on a boundary surface 36 opposite. Between the back 34 of Platform 31 and the boundary surface 36 is the axis of rotation 2 parallel radial gap 23 formed.

Die Laufschaufeln 16 sind an den Scheiben 19 des Rotors 3 befestigt. Dabei weisen die Laufschaufeln 16 zwischen dem Laufprofil 27 und der Scheibe 19 Plattformen 25 auf, deren Oberflächen dem Laufprofil 27 zugewandt sind. Sie sind als innere Führungsflächen 22 und gleichzeitig als Begrenzungsflächen 36 für den Verdichterkanal 10 ausgebildet und begrenzen den Strömungskanal 24. Jedes Laufprofil 27 weist weitere Plattformen 31 an ihren freien Enden auf, deren dem Laufprofil 27 zugewandte Oberfläche als innere Führungsflächen 22 den Strömungskanal 24 formen. Die weiteren Plattformen 31 weisen an ihrer der Führungsfläche 21, 22 gegenüberliegenden Rückseite 34 jeweils eine Umfangsfläche auf, die der Begrenzungsfläche 36 des Ringkanals 10 gegenüberliegt. Dadurch wird hier zwischen der inneren Begrenzungsfläche 36 und der innere Führungsfläche 22 der Radialspalt 23 geformt, der in Axialrichtung gesehen parallel zur Drehachse 2 des Rotors 3 verläuft. Im Radialspalt 23 ist jeweils eine Labyrinthdichtung 38 angeordnet, die Strömungsverluste im Strömungsmedium 26 verhindert.The blades 16 are attached to the discs 19 of the rotor 3. In this case, the blades 16 between the tread 27 and the disc 19 platforms 25 on whose surfaces the tread 27 facing. They are as inner Guide surfaces 22 and at the same time as boundary surfaces 36th formed for the compressor passage 10 and limit the Flow channel 24. Each profile 27 has other platforms 31 at their free ends, whose run profile 27th facing surface as inner guide surfaces 22 the flow channel 24 shapes. The other platforms 31 indicate their the guide surface 21, 22 opposite back 34 each have a peripheral surface, the boundary surface 36 of the annular channel 10 is opposite. This will between here the inner boundary surface 36 and the inner guide surface 22 of the radial gap 23 formed in the axial direction seen parallel to the axis of rotation 2 of the rotor 3 extends. In the radial gap 23, in each case a labyrinth seal 38 is arranged, prevents the flow losses in the flow medium 26.

Sind an den Enden der Leitschaufeln 14 bzw. Laufschaufeln 16 weitere Plattformen 31 vorgesehen, so müssen die Führungsflächen 21, 22 nicht mehr zylindrisch zur Drehachse 2 geformt sein, da nicht sie den Radialspalt 23 begrenzen. Nur die Rückseite 34 der weiteren Plattformen 31 muss hier zylindrisch geformt sein, damit bei der Verschiebung des Rotors 3 der Radialspalt 23 konstant bleibt. Are at the ends of the vanes 14 and blades 16 further platforms 31 are provided, so the guide surfaces 21, 22 is no longer cylindrically shaped to the axis of rotation 2 because they do not limit the radial gap 23. Only the Rear 34 of the other platforms 31 must be cylindrical here be shaped so that during the displacement of the rotor. 3 the radial gap 23 remains constant.

Ferner ist ein Strömungskanal 24 denkbar, in dem Leitschaufeln 16 mit weiteren Plattformen 31 einen Leitschaufelkranz 15 bilden, dem ein Laufschaufelkranz 17 mit freistehenden Laufschaufeln 16 folgt.Furthermore, a flow channel 24 is conceivable, in the guide vanes 16 with other platforms 31 a vane ring Form 15, which is a blade ring 17 with freestanding Blades 16 follows.

Claims

Strömungsmaschine, insbesondere ein axial durchströmter Verdichter (5) für eine Gasturbine (1),
mit einem axial verschiebbaren Rotor (3) und
mit einem in einem Gehäuse vorgesehenen Ringkanal, der zwischen einer drehfesten äußeren Begrenzungsfläche (37) und einer am Rotor (3) angeordneten inneren Begrenzungsfläche (36) gebildet wird,
wobei im Ringkanal eine innere und eine äußere Führungsfläche (21, 22) für ein Strömungsmedium (26) mindestens teilweise von der jeweiligen Begrenzungsfläche (36) gebildet ist, die einen ringförmigen sich in Axialrichtung verjüngenden Strömungskanal (24) formen,
mit mindestens einem im Ringkanal angeordneten feststehenden Kranz (15) aus Leitprofilen (28) und mit mindestens einem Kranz (17) aus am Rotor befestigten Laufprofilen (27), die sich jeweils zwischen einer Plattform (25) und einem der Plattform (25) gegenüberliegendem Ende einer Lauf- bzw. Leitschaufel (14, 16) erstrecken,
wobei das Ende jeder Lauf- bzw. Leitschaufel (14, 16) jeweils einem axialen Abschnitt (A) einer der beiden Begrenzungsflächen (36, 37) jeweils unter Bildung eines Radialspaltes (23) gegenüberliegt,
dadurch gekennzeichnet, dass
das Maß jedes Radialspaltes (23) zwischen dem Ende einer jeden Lauf- bzw. Leitschaufel (14, 16) und dem gegenüberliegenden axialen Abschnitt (A) der Begrenzungsfläche (36, 37) mindestens über den Verschiebeweg des Rotors (3) konstant ist und der Radialspalt (23) parallel zur Drehachse (2) des Rotors (3) verläuft. Turbomachine, in particular an axial flow compressor (5) for a gas turbine (1),
with an axially displaceable rotor (3) and
with an annular channel provided in a housing, which is formed between a non-rotatable outer boundary surface (37) and an inner boundary surface (36) arranged on the rotor (3),
wherein in the annular channel an inner and an outer guide surface (21, 22) for a flow medium (26) is at least partially formed by the respective boundary surface (36) forming an annular axially tapered flow channel (24),
with at least one fixed ring (15) of guide profiles (28) arranged in the annular channel and with at least one ring (17) of running profiles (27) attached to the rotor, which are each located between a platform (25) and one of the platforms (25) Extend end of a vane (14, 16),
the end of each runner (14, 16) each facing an axial portion (A) of one of the two boundary surfaces (36, 37), each forming a radial gap (23),
characterized in that
the dimension of each radial gap (23) between the end of each runner (14, 16) and the opposite axial portion (A) of the restriction surface (36, 37) is constant over at least the displacement of the rotor (3), and Radial gap (23) parallel to the axis of rotation (2) of the rotor (3).

Strömungsmaschine nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet, dass
zumindest teilweise die äußere Führungsfläche (21) durch die Oberseite der Plattformen (25) der Leitschaufeln (14) gebildet ist, die dem Leitprofil (28) zugewandt ist.Turbomachine according to claim 1,
characterized in that
at least partially, the outer guide surface (21) is formed by the upper side of the platforms (25) of the guide vanes (14), which faces the guide profile (28).

Strömungsmaschine nach Anspruch 1 oder 2,
dadurch gekennzeichnet, dass
zumindest teilweise die innere Führungsfläche (22) durch die Oberseite der Plattformen (25) der Laufschaufeln (16) gebildet ist, die dem Laufprofil (27) zugewandt ist.Turbomachine according to claim 1 or 2,
characterized in that
at least partially, the inner guide surface (22) is formed by the top of the platforms (25) of the blades (16) facing the tread (27).

Strömungsmaschine nach Anspruch 2 und 3,
dadurch gekennzeichnet, dass
die Oberseiten der Plattformen (25) der Lauf- bzw. Leitschaufeln (14, 16) in Axialrichtung gegenüber der Verschieberichtung V geneigt sind, so dass sich der Strömungskanal (24) in Axialrichtung verjüngt.Turbomachine according to claim 2 and 3,
characterized in that
the tops of the platforms (25) of the vanes (14, 16) are inclined in the axial direction with respect to the direction of displacement V, so that the flow channel (24) tapers in the axial direction.

Strömungsmaschine nach einem der Ansprüche 1 bis 4,
dadurch gekennzeichnet, dass
die Laufschaufel (16) als freistehende Laufschaufel (16) ausgebildet ist.Turbomachine according to one of claims 1 to 4,
characterized in that
the blade (16) is designed as a freestanding blade (16).

Strömungsmaschine nach Anspruch 5,
dadurch gekennzeichnet, dass
die äußere Führungsfläche (21) und der sich in Axialrichtung erstreckende Abschnitt A der äußeren Begrenzungsfläche (37), der den Enden der Laufschaufel (16) eines Laufschaufelkranzes (17) gegenüberliegt, mittels eines Führungsrings (30) gebildet wird.Turbomachine according to claim 5,
characterized in that
the outer guide surface (21) and the axially extending portion A of the outer boundary surface (37) facing the ends of the blade (16) of a blade ring (17) is formed by a guide ring (30).

Strömungsmaschine nach einem der Ansprüche 1 bis 6,
dadurch gekennzeichnet, dass
die Leitschaufel (14) als freistehende Leitschaufel (14) ausgebildet ist. Turbomachine according to one of claims 1 to 6,
characterized in that
the guide vane (14) is designed as a freestanding guide vane (14).

Strömungsmaschine nach einem der Ansprüche 1 bis 6,
dadurch gekennzeichnet, dass
die Leitschaufeln (14) eines Kranzes (15) jeweils an ihrem Ende weitere Plattformen (31) aufweisen, die in Umfangsrichtung aneinanderliegend eine äußere Umfangsfläche aufweisen, welche die innere Führungsfläche (22) bildet und dass die der Führungsfläche (22) abgewandte Rückseite (34) der weiteren Plattformen (31) den in Axialrichtung erstreckenden Abschnitt A der inneren Begrenzungsfläche (36) unter Bildung des Radialspaltes (23) gegenüberliegt.Turbomachine according to one of claims 1 to 6,
characterized in that
the guide vanes (14) of a ring (15) each have at their end further platforms (31) circumferentially adjacent to each other having an outer circumferential surface which forms the inner guide surface (22) and in that the rear surface (22) facing away from the guide surface (22) ) of the further platforms (31) opposes the axially extending portion A of the inner boundary surface (36) to form the radial gap (23).

Strömungsmaschine nach Anspruch 8,
dadurch gekennzeichnet, dass
im Radialspalt (23) Labyrinthdichtungen (38) vorgesehen sind.Turbomachine according to claim 8,
characterized in that
in the radial gap (23) labyrinth seals (38) are provided.

Strömungsmaschine nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
dadurch gekennzeichnet, dass
die Strömungsmaschine als ein axial durchströmter Verdichter (5) einer Gasturbine (1) ausgebildet ist.Turbomachine according to one of the preceding claims,
characterized in that
the turbomachine is designed as an axial flow compressor (5) of a gas turbine (1).