EP1904717B1 - HEIßGASFÜHRENDES GEHÄUSEELEMENT, WELLENSCHUTZMANTEL UND GASTURBINENANLAGE - Google Patents
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- EP1904717B1 EP1904717B1 EP06764031A EP06764031A EP1904717B1 EP 1904717 B1 EP1904717 B1 EP 1904717B1 EP 06764031 A EP06764031 A EP 06764031A EP 06764031 A EP06764031 A EP 06764031A EP 1904717 B1 EP1904717 B1 EP 1904717B1
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Definitions
- the present invention relates to a hot gas-carrying housing element for a hot gas-carrying housing, which can be arranged in particular in a gas turbine plant around a turbine rotor of the gas turbine plant around and serves to guide a hot gas to a turbine part of the gas turbine plant. Moreover, the present invention relates to a wave protection jacket of the hot gas-carrying housing, which is designed to surround the turbine rotor of the gas turbine plant. Finally, the present invention relates to the hot gas-carrying housing itself and a gas turbine plant with a hot gas-carrying housing.
- a gas turbine plant 1 essentially comprises one or more combustion chambers 3 (cf. Fig. 1 ), in which a fuel is burned, a turbine 5, which are supplied to the hot and pressurized combustion exhaust gases from the combustion chambers 3 and in which the exhaust work under cooling and relaxation work and so put the turbine 5 in rotation, and a compressor 7, which is coupled to the turbine 5 via a shaft 12 and through which the necessary air for combustion is sucked and compressed to a higher pressure.
- FIG. 1 shows such a gas turbine plant in a schematic view, wherein 1a a horizontal and Fig. 1b show a vertical section through the plant. From these Silobrennhuntn 3, the combustion gases 2 flow in a direction which is substantially perpendicular to the axis of rotation A. the turbine 5 runs. Between the outlet 18 of the silo separation chambers and the turbine 5, a mixing housing 8 is arranged, which is adjoined on the turbine side by an inner housing 9 arranged in the interior of the gas turbine housing 2.
- the inner housing 9 has the task to protect the surrounding components from heat and to redirect the emerging from the mixing housing 8 hot gases in the direction of the turbine.
- the combustion exhaust gases When exiting the inner housing 9, that is to say when entering the turbine 5 of the gas turbine plant 1, the combustion exhaust gases then flow essentially parallel to the axis of rotation A of the turbine shaft 12.
- Hot gas-carrying housing, and in particular the described inner housing in gas turbine plants with Silobrennhuntn represent thermally highly stressed components. For this reason, measures are taken for cooling the hot gas bearing surfaces of the housing. These measures include the cooling of the particularly stressed areas by means of a cooling fluid which flows along the outside of the walls of these areas in order to absorb and dissipate the heat transferred to the hot gas-conducting surfaces.
- the inner housing hub 101 surrounds a shaft protection casing 115 (FIG. Fig. 7a ), which in turn surrounds the shaft 12.
- the housing interior facing surface 109 of the inner housing hub 101 forms the guide and guide surface for the combustion gases 2, while the housing interior facing away from surface 104 of the inner housing hub 101 surrounds the wave protection jacket 115.
- the inner housing hub 101 is fixed to the shaft protection casing 115 by means of an annular rib 103, which is arranged centrally in the axial direction and protrudes toward the wave protection casing 115.
- the shaft protection casing 115 itself is fastened to the gas turbine casing 2 and has a web 105 with an annular groove 106 arranged therein into which the annular rib 103 engages.
- inner housing hub 101 and shaft jacket 115 are installed together as a unit in the gas turbine plant.
- the rib 103 experiences less heating during operation of the hot gas-carrying housing than the material regions located closer to the hot gas-carrying surface 109 of the cylindrical inner housing hub 101. This leads to a so-called barrel tire effect, which leads to stresses in the material regions of the inner housing hub 101 which adjoin the rib 103. In particular, at the designated by the reference numeral 111 locations may therefore cause cracks in the material.
- the rib has been moved into the area of the turbine-side opening of the inner housing, so that it is located in a thermally less heavily loaded area of the inner housing.
- the EP 1 512 844 A2 describes an exhaust gas diffuser for a gas turbine plant. This comprises an inlet opening, which faces the turbine section of a gas turbine and represents the inlet opening for the exhaust gases. It has a rib, via which it is connected to an inner housing, to which also a bearing housing surrounding the rotor of the gas turbine is fixed (see paragraphs 14 and 15).
- the US 4,497,610 describes a wall cladding element (shroud), which is a wall cladding of the hot gas channel in a turbine section. This wall cladding is located in the area of a turbine blade (see reference numeral 20 in FIGS. 1 and 2 and abstract).
- the EP 1 143 107 A2 describes a transfer duct of a gas turbine through which hot combustion gases are passed from a burner to the first turbine stage (see paragraph 9).
- a transfer duct around a shell is arranged, which has openings which allow an impingement cooling of the transfer channel.
- the end of the shell, which is located in the direction of the first turbine stage, is fixed via a radial rib on the transfer channel. This rib is inserted into a slot located in a thickened end of the transfer channel.
- Another object of the present invention is to provide an improved gas turbine plant.
- the first object is achieved by an arrangement according to claim 1, and the second object by a gas turbine plant according to claim 9.
- the dependent claims contain advantageous embodiments of the invention.
- An arrangement according to the invention is designed for a gas turbine installation which has a compressor, two silo combustion chambers, a turbine and a turbine runner and comprises a wave protection jacket and an inner housing.
- the shaft shield is adapted to be disposed between the compressor and the turbine around the turbine runner, and the inner housing is for placement between the silo combustion chambers and the turbine is formed, wherein the inner housing comprises two hot gas inlet openings, suitable for receiving the hot combustion exhaust gases of the silo combustion chambers, a turbine side arranged outlet opening and a hot gas-conducting housing element, which is designed to surround the wave protection jacket and a guide portion for guiding the hot gas from the hot gas inlet openings to the outlet opening wherein the guide portion comprises an inner housing hub formed to surround the antislip shell.
- the inner housing hub extends up to the outlet opening and has, on a circumferential surface facing the shaft protection jacket, a rib which extends in the circumferential direction and projects over the peripheral surface. This is arranged in the area adjacent to the outlet opening region of the peripheral surface.
- the rib is provided with cooling fluid channels. Additionally or alternatively, the inner housing hub is provided with cooling fluid channels.
- the arrangement of the rib in the region of the peripheral surface of the inner housing hub, which adjoins the turbine-side opening, allows a largely undisturbed flow of a cooling fluid along the inner housing hub to the outlet opening, which already improves the possibilities for cooling the inner housing hub.
- the arrangement according to the invention of the cooling fluid channels now also makes it possible to improve the possibility of cooling in the region of the rib by reducing the barrier effect of the rib or improving the guidance of the cooling fluid in the region of the rib.
- the rib is provided with cooling fluid passages which allow passage of the cooling fluid through the rib, the barrier effect for cooling fluid flow can be reduced.
- the flow of the cooling fluid is particularly little disturbed when these cooling fluid passages are arranged in the rib so that they run near the peripheral surface of the inner housing hub adjacent parallel to its axial direction.
- the inner housing hub is provided with cooling fluid channels.
- These can, for example, in each case have a protective shaft-side opening, that is to say an opening in the peripheral surface facing the wave protection jacket, and a hot-gas-side opening, that is to say an opening in the surface guiding the hot gas.
- a protective shaft-side opening that is to say an opening in the peripheral surface facing the wave protection jacket
- a hot-gas-side opening that is to say an opening in the surface guiding the hot gas.
- cooling fluid ducts may also be present which run parallel to the hot gas-conducting surface of the inner housing hub between an inlet opening for the inlet of the cooling fluid and an outlet opening for outlet of the cooling fluid.
- Such cooling fluid channels allow a particularly effective cooling of the inner housing hub.
- a hot gas-conducting surface and in particular the inner housing hub can be provided with a heat-insulating and / or corrosion-inhibiting and / or oxidation-inhibiting coating.
- the wave protection jacket of the arrangement according to the invention has a circumferentially extending recess which is designed to receive the rib, and which is located in a radially over the peripheral surface protruding fully closed, ie no cooling fluid channels having, which is located in a turbine side arranged portion of the wave protection jacket is located.
- a hot gas-carrying housing element can be fixed by inserting the rib in the recess of the wave protection jacket.
- the web can act, for example, as a spacer between the wave protection jacket and the inner housing hub of a hot gas-conducting housing element, so that a gap remains between the inner housing hub and the wave protection jacket, through which a cooling fluid can flow.
- a gas turbine plant according to the invention comprises two Siolbrennhuntn, a turbine part and arranged between the two Silobrennhuntn and the turbine part arrangement for guiding the originating from the at least one combustion chamber hot gas to the turbine part.
- FIGS. 1a and 1b An example of a gas turbine plant 1 is in the FIGS. 1a and 1b shown in a highly schematic representation.
- the gas turbine plant 1 comprises two silo combustion chambers 3, a turbine 5, a compressor 7, two mixing housings 8 and an inner housing 9.
- the silo combustion chambers 3 serve to burn a fuel, the hot exhaust gases 2 under high pressure being supplied via the mixing housings 8 and the inner housing 9 of the turbine 7 are supplied to drive them.
- the turbine 5 comprises stationary guide vanes 10 and rotor blades 11 fixedly connected to a shaft 12 rotatably mounted about an axis A.
- the hot exhaust gas 2 expanding in the turbine 5 transmits impulse to the shaft 12 via the rotor blades 11, causing them to rotate becomes.
- the shaft 12 can be roughly divided into three sections, namely a section carrying the rotor blades 11 of the turbine 5, a rotor blade of the compressor 7 (not shown) and a shaft section 13 arranged between these two sections, in which no rotor blades are arranged.
- the shaft 12 and the attached blades 11 form the so-called. Turbine rotor.
- the shaft 12 extends through the entire gas turbine plant (not fully shown) and drives the compressor 7 and a generator, not shown.
- the compressor 7 serves to compress air, which is then fed to the silo combustion chambers 3 for combustion.
- the shaft portion 13 is of a wave protection jacket 15 (see. Fig. 2 ), which itself is surrounded by an inner housing hub 17 of a hot gas-carrying housing element 6 of the inner housing 9.
- Inner housing 9 and shaft protection jacket 15 are installed together as a housing unit in the gas turbine plant.
- the inner housing hub 17 and the shaft protection jacket 15 have substantially the shape of a hollow cylinder, wherein the shaft protection jacket 15 facing peripheral surface 14 of the inner housing hub 17 and the turbine rotor facing surface of the wave protection jacket 15 form the inner surfaces of the hollow cylinder.
- the inner housing 9 serves to deflect the hot exhaust flowing from the mixing housings 8 into the inner housing 9 on the one hand and to distribute it as evenly as possible around the entire circumference of the turbine runner on the other hand.
- the hot gas facing surface 20 of the inner housing 9 serves as a guide and guide surface for the hot gas.
- This can in particular also be provided with a heat-insulating coating or a corrosion and / or oxidation-inhibiting coating.
- a heat-insulating coating for example, so-called thermal barrier coatings, TBC for short, in question, which may be made of yttria stabilized zirconia about.
- MCrAlY coatings As corrosion and / or oxidation-inhibiting coatings, for example, so-called MCrAlY coatings in question, where M for iron (Fe), cobalt (Co) or nickel (Ni) and Y for yttrium (Y) and / or silicon and / or a Rare earth elements, such as hafnium (Hf).
- Such alloys include the following documents to which reference is made for suitable MCrAlY coatings: EP 0 486 489 B1 . EP 0 786 017 B1 . EP 0 412 397 B1 and EP 1 306 454 A1 ,
- the thermal barrier coating TBC can in this case be applied in particular to the MCrAlY coating.
- Fig. 2 shows a section Fig. 1b in which the inner housing hub 17 of the inner housing 9 and a part of the wave protection jacket 15 can be seen.
- a guide vane 10 of the turbine 5 can be seen, which is opposite to the turbine-side opening 19 of the inner housing 9.
- the inner housing hub 17 of the inner housing 9 has in the region of the turbine-side opening 19 a radially projecting in the direction of the wave protection jacket 15 annular rib 22 which extends over its entire circumference.
- the wave protection jacket 15 comprises an annular web 23 which extends in the region of the outlet opening 19 of the inner housing 9 over the entire circumference of the wave protection jacket 15.
- the web 23 has a groove 26 which serves to receive the rib 22 of the inner housing hub 17.
- the wave protection jacket 15 also has a radiation protection 16, which surrounds him at a distance. Between the radiation protection 16 and the wave protection jacket 15, a flow channel is thus formed. A further flow channel is formed between the radiation protection 16 and the inner housing hub 17 of the hot gas-conducting housing element 6.
- the radiation shield 16 has passage openings 21 for the passage of the cooling fluid in the direction of the inner housing hub 17, which serve for supplying a cooling fluid F, for example ambient air, into the flow channel between the radiation shield 16 and the inner housing hub 17 (see Fig. 3 ).
- the cooling fluid passing through the openings 21 is used for impingement cooling of the inner housing hub 17 and forwarded to the turbine 5 via the flow channel 24 formed between the radiation protection 16 and the inner housing hub 17, in which case a convective cooling of the inner housing hub 17 takes place.
- impingement cooling is here to be understood the supply of cooling fluid, which has such a flow direction that it bounces against the hub side surface 14 of the inner housing hub 17 and is deflected by this.
- FIG. 3 an inner housing 9 described in the prior art, in which the rib of the hot gas-conducting housing element 6 in the region of the turbine-side opening of the inner housing 9 is located.
- Inner housing 9 described with three different embodiments of the hot gas-conducting housing element 6 according to the invention.
- the state of the art and all Embodiment variants have an inner housing hub 17, 17a, 17b, 17c, which are each provided with a rib 22, 22a, 22b, 22c projecting beyond the protective shaft-side circumferential surface 14, 14a, 14b, 14c in the region of the turbine-side opening.
- FIG. 3 An embodiment of the inner housing hub 17, the radiation protection 16 and the wave protection jacket 15 in the region of the rib 22 and the web 23 according to the prior art is in Fig. 3 shown.
- the prior art in the web 23 below the groove 26 through holes 25 in the form of holes available, which allow passage of the cooling fluid (indicated by arrows) through the web 23.
- the output end of the through hole 25 in the flow direction opposite a guide rib 38 is arranged on the shaft protection casing 15, which leads to a deflection of the cooling fluid flow in the direction of the gas flowing through the gas turbine plant hot exhaust gas.
- FIG. 1 A first embodiment of the inner housing 9 is shown in FIG.
- the figure shows the inner housing hub 17a, the radiation protection 16a and the wave protection jacket 15a in the region of the web 23a.
- the web 23a of the wave protection jacket 15a Fig. 4 differs from the web 23 of the wave protection jacket 15 Fig. 3 in that it is wider and does not protrude so far beyond the surface 20a of the wave protection jacket 15a.
- it has no through hole for the passage of a cooling fluid.
- a passage opening in the form of a bore 25a is arranged in the rib 22a of the inner housing hub 17a, which allows the passage of the cooling fluid through the rib 22a.
- the through hole is arranged in the immediate vicinity of the shaft protection jacket 15a facing peripheral surface 14a of the inner housing hub 17a. Corresponding through holes are spaced apart from one another in the circumferential direction over the entire annular rib 22a.
- FIG. 5 A second embodiment variant for the embodiment of the inner housing 9 is in Fig. 5 shown.
- the figure shows the inner housing hub 17b, the radiation protection 16 and the wave protection jacket 15 in the region of the web 23.
- the wave protection jacket 15 and the radiation protection 16 have the same configuration as the corresponding parts of FIG Fig. 3 described embodiment.
- the inner housing hub 17 b in the second embodiment through holes in the form of through holes 28 with wave protection shell side openings 29 and hot gas side openings 30.
- the hot gas side openings 30 are thereby displaced in the flow direction of the hot gas in comparison to the wave protection jacket side openings 29.
- the openings 29 have an inclination in the flow direction of the hot exhaust gases, viewed from the circumferential surface 14b of the protective shaft on the side of the protective shaft.
- cooling fluid enters through the through-holes 28 from the flow channel 24 into the region of the inner housing 9 carrying the hot exhaust gas and forms a cooling fluid film over the hot-gas-side surface 20b of the inner housing hub 17b, in particular in the region of the rib 22b.
- This embodiment of the inner housing hub 17b allows a highly effective cooling of the surface 20b.
- a third embodiment of the inner housing 9 is in Fig. 6 shown.
- the figure shows the inner housing hub 17c, the radiation protection 16 and the wave protection jacket 15 in the region of the web 23.
- the inner housing hub 17c has passage openings in the form of bores 28c. These bores 28c each have a protective shaft side opening 29c and an opening 30c arranged in the end face of the inner housing hub 17c. Between the protective shaft-side opening 29c and the front-side opening 30c, each through-hole 28c extends largely parallel to the hot-gas-conducting surface 20c of the inner housing hub 17c.
- Cooling fluid F entering through the protective shaft side opening 29c is conducted through the interior of the inner housing hub 17c in the region of the rib 22c by means of the bores 28c, thus cooling the inner housing hub 17c before it exits the frontal opening 30c.
- the web of the wave protection jacket is provided with through holes for the passage of cooling fluid.
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Description
- Die vorliegende Erfindung betrifft ein heißgasführendes Gehäuseelement für ein heißgasführendes Gehäuse, welches insbesondere in einer Gasturbinenanlage um einen Turbinenläufer der Gasturbinenanlage herum angeordnet werden kann und zum Führen eines Heißgases zu einem Turbinenteil der Gasturbinenanlage dient. Außerdem betrifft die vorliegende Erfindung einen Wellenschutzmantel des heißgasführenden Gehäuses, welcher zum Umgeben des Turbinenläufers der Gasturbinenanlage ausgebildet ist. Schließlich betrifft die vorliegende Erfindung das heißgasführende Gehäuse selbst sowie eine Gasturbinenanlage mit einem heißgasführenden Gehäuse.
- Eine Gasturbinenanlage 1 umfasst im Wesentlichen eine oder mehrere Brennkammern 3 (vgl.
Fig. 1 ), in denen ein Brennstoff verbrannt wird, eine Turbine 5, der die heißen und unter Druck stehenden Verbrennungsabgase aus den Brennkammern 3 zugeführt werden und in der die Abgase unter Abkühlung und Entspannung Arbeit leisten und so die Turbine 5 in Rotation versetzen, sowie einen Verdichter 7, der mit der Turbine 5 über eine Welle 12 gekoppelt ist und über den die für die Verbrennung notwendige Luft eingesaugt und auf einen höheren Druck verdichtet wird. - Zum Führen der heißen Verbrennungsabgase kommen in Gasturbinenanlagen heißgasführende Gehäuse zum Einsatz. Dies trifft insbesondere für solche Gasturbinenanlagen zu, in denen so genannte Silobrennkammern Verwendung finden, die in der Regel zu beiden Seiten der Turbine angeordnet sind.
Fig. 1 zeigt eine derartige Gasturbinenanlage in einer schematischen Ansicht, wobeiFig.1a einen horizontalen undFig. 1b einen vertikalen Schnitt durch die Anlage zeigen. Aus diesen Silobrennkammern 3 strömen die Verbrennungsabgase 2 in einer Richtung aus, die im Wesentlichen senkrecht zur Drehachse A der Turbine 5 verläuft. Zwischen dem Ausgang 18 der Silobrennkammern und der Turbine 5 ist ein Mischgehäuse 8 angeordnet, dem sich turbinenseitig ein im Inneren des Gasturbinengehäuses 2 angeordnetes Innengehäuse 9 anschließt. Das Innengehäuse 9 hat die Aufgabe, die umgebenden Bauteile vor Hitze zu schützen und die aus dem Mischgehäuse 8 austretenden heißen Gase in Richtung auf die Turbine umzulenken. Beim Austritt aus dem Innengehäuse 9, das heißt beim Eintritt in die Turbine 5 der Gasturbinenanlage 1 strömen die Verbrennungsabgase dann im Wesentlichen parallel zur Rotationsachse A der Turbinenwelle 12. - Heißgasführende Gehäuse, und insbesondere die beschriebenen Innengehäuse in Gasturbinenanlagen mit Silobrennkammern, stellen thermisch hochbelastete Bauteile dar. Aus diesem Grund werden Maßnahmen zum Kühlen der heißgasführenden Flächen des Gehäuses ergriffen. Diese Maßnahmen umfassen die Kühlung der besonders beanspruchten Bereiche mittels eines Kühlfluids, welches an der Außenseite der Wände dieser Bereiche entlang strömt, um die an die heißgasführenden Flächen übertragene Wärme aufzunehmen und abzuführen.
- Ein Innengehäuse 9, wie es zuvor beschrieben worden ist, weist in der Regel ein heißgasführendes Gehäuseelement 100 mit einer Innengehäusenabe 101 auf. Die Innengehäusenabe 101 umgibt einen Wellenschutzmantel 115 (
Fig. 7a ), welcher wiederum die Welle 12 umgibt. Dabei bildet die dem Gehäuseinneren zugewandte Fläche 109 der Innengehäusenabe 101 die Leit- und Führungsfläche für die Verbrennungsabgase 2, während die dem Gehäuseinneren abgewandte Fläche 104 der Innengehäusenabe 101 den Wellenschutzmantel 115 umgibt. Die Innengehäusenabe 101 wird mittels einer in Axialrichtung mittig angeordneten, zum Wellenschutzmantel 115 hin vorstehenden ringförmigen Rippe 103 am Wellenschutzmantel 115 fixiert. Der Wellenschutzmantel 115 selbst ist am Gasturbinengehäuse 2 befestigt und weist einen Steg 105 mit einer darin angeordneten Ringnut 106 auf, in welche die ringförmige Rippe 103 eingreift. Innengehäusenabe 101 und Wellenschutzmantel 115 werden zusammen als Einheit in die Gasturbinenanlage eingebaut. - Um das Strömen eines Kühlfluids F von einer Seite der Rippe 103 bzw. des Steges 105 auf die andere zu ermöglichen, weist der Steg 105 Durchgangsöffnungen 107 auf, durch die das Kühlfluid strömen kann (vgl.
Figuren 7a und 7b ). - Die Rippe 103 erfährt jedoch beim Betrieb des heißgasführenden Gehäuses eine geringere Erwärmung als die näher an der heißgasführenden Fläche 109 der zylindrischen Innengehäusenabe 101 gelegenen Materialbereiche. Dies führt zu einem so genannten Fassreifeneffekt, welcher zu Spannungen in den an die Rippe 103 angrenzenden Materialbereichen der Innengehäusenabe 101 führt. Insbesondere an den mit den Bezugsziffern 111 bezeichneten Stellen kann es daher zu Rissen im Material kommen.
- Um das Risiko eines Defektes aufgrund Rissbildung zu vermindern, erfolgt in der Regel eine Begrenzung der maximalen Startzahl, also derjenigen Zahl der Starts der Gasturbinenanlage, nach der eine Inspektion auf Rissbildung oder eine Reparatur zu erfolgen hat. Außerdem wurde die Rippe in den Bereich der turbinenseitigen Öffnung des Innengehäuses verlegt, so dass sie sich in einem thermisch weniger stark belasteten Bereich des Innengehäuses befindet.
- Die
EP 1 512 844 A2 beschreibt einen Abgasdiffusor für einen Gasturbinenanlage. Dieser Umfasst eine Eintrittsöffnung, die dem Turbinenabschnitt einer Gasturbine zugewandt ist und die Eintrittsöffnung für die Abgase darstellt. Er weist eine Rippe auf, über die er mit einem inneren Gehäuse verbunden ist, an dem außerdem ein den Läufer der Gasturbine umgebendes Lagergehäuse fixiert ist (vgl. Absätze 14 und 15). - Die
US 4,497,610 beschreibt ein Wandverkleidungselement (shroud), welches eine Wandverkleidung des Heißgaskanals in einem Turbinenabschnitt darstellt. Diese Wandverkleidung befindet sich im Bereich einer Turbinenschaufel (vgl. Bezugsziffer 20 imFiguren 1 und2 und Abstract). - Die
EP 1 143 107 A2 beschreibt einen Überleitkanal einer Gasturbine, durch den heiße Verbrennungsgase von einem Brenner zur ersten Turbinenstufe geleitet werden (vgl. Absatz 9). Um den Überleitkanal herum ist eine Hülle angeordnet, die Öffnungen aufweist, welche eine Prallkühlung des Überleitkanals ermöglichen. Dasjenige Ende der Hülle, welches sich in Richtung auf die erste Turbinenstufe befindet, ist über eine radiale Rippe am Überleitkanal fixiert. Diese Rippe ist in einen Schlitz eingesteckt, der sich in einem verdickten Ende des Überleitkanals befindet. - Gegenüber diesem Stand der Technik ist es eine Aufgabe der vorliegenden Erfindung, eine verbesserte Anordnung für eine Gasturbinenanlage zur Verfügung zu stellen, die Anordnung umfassend einen Wellenschutzmantel, welcher ein verbessertes Fixieren eines heißgasführenden Gehäuseelementes ermöglicht, und ein Innengehäuse, in welchem das Risiko einer Rissbildung vermindert ist und die Startzahl bis zu einer Inspektion oder Reparatur erhöht werden kann.
- Eine weitere Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist es, eine verbesserte Gasturbinenanlage zur Verfügung zu stellen.
- Die erste Aufgabe wird durch eine Anordnung nach Anspruch 1, und die zweite Aufgabe durch eine Gasturbinenanlage nach Anspruch 9 gelöst. Die abhängigen Ansprüche enthalten vorteilhafte Ausgestaltungen der Erfindung.
- Eine erfindungsgemäße Anordnung ist für eine Gasturbinenanlage ausgebildet, welche einen Verdichter, zwei Silobrennkammern, eine Turbine und einen Turbinenläufer aufweist, und umfasst einen Wellenschutzmantel und ein Innengehäuse. Der Wellenschutzmantel ist zum Anordnen zwischen dem Verdichter und der Turbine um den Turbinenläufer herum ausgebildet, und das Innengehäuse ist zum Anordnen zwischen den Silobrennkammern und der Turbine ausgebildet, wobei das Innengehäuse zwei Heißgaseintrittsöffnungen, geeignet zum Empfang der heißen Verbrennungsabgase der Silobrennkammern, eine turbinenseitig anordenbare Austrittsöffnung und ein heißgasführendes Gehäuseelement umfasst, welches zum Umgeben des Wellenschutzmantels ausgebildet ist und einen Führungsabschnitt zum Führen des Heißgases von den Heißgaseintrittsöffnungen zur Austrittsöffnung umfasst, wobei der Führungsabschnitt eine zum Umgeben des Wellenschutzmantels ausgebildete Innengehäusenabe umfasst. Die Innengehäusenabe erstreckt sich bis zur Austrittsöffnung und weist an einer dem Wellenschutzmantel zuzuwendenden Umfangsfläche eine sich in Umfangsrichtung erstreckende und über die Umfangsfläche vorstehende Rippe auf. Diese ist im an die Austrittsöffnung angrenzenden Bereich der Umfangsfläche angeordnet. In der erfindungsgemäßen Anordnung ist die Rippe mit Kühlfluidkanälen versehen. Zusätzlich oder alternativ ist die Innengehäusenabe mit Kühlfluidkanälen versehen.
- Die Anordnung der Rippe in demjenigen Bereich der Umfangsfläche der Innengehäusenabe, der an die turbinenseitige Öffnung angrenzt, ermöglicht ein weitgehend ungestörtes Strömen eines Kühlfluids entlang der Innengehäusenabe bis zur Austrittsöffnung, was die Möglichkeiten zur Kühlung der Innengehäusenabe bereits verbessert. Durch die erfindungsgemäße Anordnung der Kühlfluidkanäle kann nun auch die Kühlmöglichkeit im Bereich der Rippe verbessert werden, indem die Barrierenwirkung der Rippe vermindert wird oder die Führung des Kühlfluids im Bereich der Rippe verbessert wird.
- Wenn die Rippe mit Kühlfluidkanälen versehen ist, welche einen Durchtritt des Kühlfluids durch die Rippe ermöglichen, kann die Barrierenwirkung für die Kühlfluidströmung vermindert werden. Dabei wird die Strömung des Kühlfluids besonders wenig gestört, wenn diese Kühlfluidkanäle so in der Rippe angeordnet sind, dass sie nahe Umfangsfläche der Innengehäusenabe angrenzend parallel zu dessen Axialrichtung verlaufen.
- Eine Verbesserung der Kühlwirkung ist auch möglich, wenn die Innengehäusenabe mit Kühlfluidkanälen versehen ist. Diese können beispielsweise jeweils eine wellenschutzmantelseitige Öffnung, also eine Öffnung in der dem Wellenschutzmantel zuzuwendenden Umfangsfläche, und eine heißgasseitige Öffnung, also eine Öffnung in der das Heißgas führenden Fläche, aufweisen. Insbesondere ist die Ausbildung eines Kühlfluidfilms auf der heißgasseitigen Oberfläche der Innengehäusenabe möglich, wenn die Kühlfluidkanäle in ihrem Verlauf durch die Innengehäusenabe von der wellenschutzmantelseitigen Öffnung aus gesehen, die eine Eintrittsöffnung für das Kühlfluid darstellt, eine Neigung in Strömungsrichtung des zu führenden Heißgases aufweisen.
- Zusätzlich oder alternativ zu den mit wellenschutzmantelseitigen und heißgasseitigen Öffnungen versehenen Kühlfluidkanälen können auch Kühlfluidkanäle vorhanden sein, die zwischen einer Eintrittsöffnung zum Eintritt des Kühlfluids und einer Austrittsöffnung zum Austritt des Kühlfluids parallel zur heißgasführenden Oberfläche der Innengehäusenabe verlaufen. Derartige Kühlfluidkanäle ermöglichen eine besonders effektive Kühlung der Innengehäusenabe.
- Um den Verschleiß im heißgasführenden Gehäuse möglichst gering zu halten, kann eine heißgasführende Fläche und insbesondere die Innengehäusenabe mit einer wärmedämmenden und/oder korrosionshemmenden und/oder oxidationshemmenden Beschichtung versehen sein.
- Der Wellenschutzmantel der erfindungsgemäßen Anordnung weist eine sich in Umfangsrichtung erstreckende Vertiefung auf, die zum Aufnehmen der Rippe ausgestaltet ist, und die sich in einem radial über die Umfangsfläche vorstehenden vollständig geschlossenen, d.h. keine Kühlfluidkanäle aufweisenden, Steg befindet, welcher sich in einem turbinenseitig anordenbaren Abschnitt des Wellenschutzmantels befindet.
- Ein heißgasführendes Gehäuseelement kann durch Einsetzen der Rippe in die Vertiefung des Wellenschutzmantels fixiert werden. Der Steg kann hierbei beispielsweise als Abstandhalter zwischen dem Wellenschutzmantel und der Innengehäusenabe eines heißgasführenden Gehäuseelementes fungieren, sodass zwischen der Innengehäusenabe und dem Wellenschutzmantel ein Zwischenraum verbleibt, der von einem Kühlfluid durchströmt werden kann.
- Eine erfindungsgemäße Gasturbinenanlage umfasst zwei Siolbrennkammern, ein Turbinenteil und ein zwischen den zwei Silobrennkammern und dem Turbinenteil angeordnete Anordnung zum Führen des aus der wenigstens einen Brennkammer stammenden Heißgases zum Turbinenteil.
- Weitere Merkmale, Eigenschaften und Vorteile der vorliegenden Erfindung ergeben sich aus der nachfolgenden Beschreibung von Ausführungsbeispielen unter Bezugnahme auf die beiliegenden Figuren.
-
Fig. 1a zeigt einen horizontalen Schnitt durch eine Gasturbinenanlage mit zwei Silobrennkammern in einer stark schematisierten Darstellung. -
Fig. 1b zeigt einen vertikalen Schnitt durch die inFig. 1a dargestellte Gasturbinenanlage in einer stark schematisierten Darstellung. -
Fig. 2 zeigt einen Ausschnitt aus einer erfindungsgemäßen Gasturbinenanlage, in welchem Teile eines Innengehäuses zu erkennen sind. -
Fig. 3 zeigt einen Ausschnitt aus einem Innengehäuse nach Stand der Technik im Detail. -
Fig. 4 zeigt eine erste Ausgestaltung der Erfindung im Detail. -
Fig. 5 zeigt eine zweite Ausgestaltung der Erfindung im Detail. -
Fig. 6 zeigt eine dritte Ausgestaltung der Erfindung im Detail. -
Fig. 7a zeigt einen Ausschnitt aus einer Gasturbinenanlage nach Stand der Technik, in welchem Teile des Innengehäuses zu erkennen sind. -
Fig. 7b zeigt ein Detail ausFig. 7a in einer vergrößerten Darstellung. - Ein Beispiel für eine Gasturbinenanlage 1 ist in den
Figuren 1a und 1b in einer stark schematisierten Darstellung gezeigt. Die Gasturbinenanlage 1 umfasst zwei Silobrennkammern 3, eine Turbine 5, einen Verdichter 7, zwei Mischgehäuse 8 sowie ein Innengehäuse 9. Die Silobrennkammern 3 dienen zum Verbrennen eines Brennstoffes, wobei die heißen und unter hohem Druck stehenden Abgase 2 über die Mischgehäuse 8 und das Innengehäuse 9 der Turbine 7 zugeführt werden, um diese anzutreiben. - Die Turbine 5 umfasst stationäre Leitschaufeln 10 sowie mit einer um eine Achse A drehbar gelagerten Welle 12 fest verbundene Laufschaufeln 11. Durch das in der Turbine 5 expandierende heiße Abgas 2 wird Impuls über die Laufschaufeln 11 auf die Welle 12 übertragen, wodurch diese in Rotation versetzt wird.
- Die Welle 12 kann grob in drei Abschnitte unterteilt werden, nämlich einen die Laufschaufeln 11 der Turbine 5 tragenden Abschnitt, einen Laufschaufeln des Verdichters 7 (nicht dargestellt) tragenden Abschnitt sowie einen zwischen diesen beiden Abschnitten angeordneten Wellenabschnitt 13, in dem keine Laufschaufeln angeordnet sind. Die Welle 12 und die daran angebrachten Laufschaufeln 11 bilden den sog. Turbinenläufer.
- Die Welle 12 erstreckt sich durch die gesamte Gasturbinenanlage (nicht vollständig dargestellt) und treibt den Verdichter 7 sowie einen nicht dargestellten Generator an. Der Verdichter 7 dient dabei dazu, Luft zu verdichten, die anschließend den Silobrennkammern 3 für die Verbrennung zugeführt wird.
- Der Wellenabschnitt 13 ist von einem Wellenschutzmantel 15 (vgl.
Fig. 2 ) umgeben, welcher selbst von einer Innengehäusenabe 17 eines heißgasführenden Gehäuseelementes 6 des Innengehäuses 9 umgeben ist. Innengehäuse 9 und Wellenschutzmantel 15 werden zusammen als Gehäuseeinheit in die Gasturbinenanlage eingebaut. - Die Innengehäusenabe 17 sowie der Wellenschutzmantel 15 haben im Wesentlichen die Form eines Hohlzylinders, wobei die dem Wellenschutzmantel 15 zugewandte Umfangsfläche 14 der Innengehäusenabe 17 bzw. die dem Turbinenläufer zugewandte Fläche des Wellenschutzmantels 15 die Innenflächen der Hohlzylinder bilden.
- Das Innengehäuse 9 dient dazu, das aus den Mischgehäusen 8 in das Innengehäuse 9 einströmende heiße Abgas einerseits abzulenken und andererseits möglichst gleichmäßig um den gesamten Umfang des Turbinenläufers zu verteilen. Dabei dient die dem Heißgas zugewandte Oberfläche 20 des Innengehäuses 9 als eine Leit- und Führungsfläche für das Heißgas. Diese kann insbesondere auch mit einer wärmedämmenden Beschichtung oder einer korrosions- und/oder oxidationshemmenden Beschichtung versehen sein. Als wärmedämmende Beschichtung kommen beispielsweise so genannte Thermal Barrier Coatings, kurz TBC, in Frage, welche etwa aus mit Yttrium stabilisiertem Zirkoniumoxid hergestellt sein können. Als korrosions- und/oder oxidationshemmende Beschichtungen kommen beispielsweise so genannte MCrAlY-Beschichtungen in Frage, wobei M für Eisen (Fe), Kobalt (Co) oder Nickel (Ni) und Y für Yttrium (Y) und/oder Silizium und/oder ein Element der seltenen Erden, beispielsweise Hafnium (Hf) stehen. Solche Legierungen sind u.a. aus den folgenden Dokumenten bekannt, auf die bezüglich geeigneter MCrAlY-Beschichtungen verwiesen wird:
EP 0 486 489 B1 ,
EP 0 786 017 B1 ,EP 0 412 397 B1 undEP 1 306 454 A1 . Die Wärmedämmbeschichtung TBC kann hierbei insbesondere auf die MCrAlY-Beschichtung aufgebracht sein. -
Fig. 2 zeigt einen Ausschnitt ausFig. 1b , in dem die Innengehäusenabe 17 des Innengehäuses 9 sowie ein Teil des Wellenschutzmantels 15 zu erkennen sind. Ausschnittsweise ist auch eine Leitschaufel 10 der Turbine 5 zu erkennen, die der turbinenseitigen Öffnung 19 des Innengehäuses 9 gegenüberliegt. - Die Innengehäusenabe 17 des Innengehäuses 9 weist im Bereich der turbinenseitigen Öffnung 19 eine radial in Richtung des Wellenschutzmantels 15 vorspringende Ringrippe 22 auf, welche sich über seinen gesamten Umfang erstreckt.
- Der Wellenschutzmantel 15 umfasst einen ringförmigen Steg 23, welcher sich im Bereich der Austrittsöffnung 19 des Innengehäuses 9 über den gesamten Umfang des Wellenschutzmantels 15 erstreckt. Der Steg 23 weist eine Nut 26 auf, welche zum Aufnehmen der Rippe 22 der Innengehäusenabe 17 dient. Mittels der Rippe 22 und der Nut 26 im Steg 23 lässt sich die Innengehäusenabe 17 des heißgasführenden Gehäuseelementes 6 am Wellenschutzmantel 15 fixieren.
- Der Wellenschutzmantel 15 weist außerdem einen Strahlungsschutz 16 auf, welcher ihn mit Abstand umgibt. Zwischen dem Strahlungsschutz 16 und dem Wellenschutzmantel 15 wird so ein Strömungskanal gebildet. Ein weiterer Strömungskanal ist zwischen dem Strahlungsschutz 16 und der Innengehäusenabe 17 des heißgasführenden Gehäuseelementes 6 gebildet. Der Strahlungsschutz 16 weist Durchtrittsöffnungen 21 zum Durchtritt des Kühlfluids in Richtung auf die Innengehäusenabe 17 auf, die zum Zuführen eines Kühlfluids F, beispielsweise Umgebungsluft, in den Strömungskanal zwischen dem Strahlungsschutz 16 und der Innengehäusenabe 17 dienen (siehe
Fig. 3 ). Das durch die Öffnungen 21 hindurchtretende Kühlfluid wird zur Prallkühlung der Innengehäusenabe 17 herangezogen und über den zwischen dem Strahlungsschutz 16 und der Innengehäusenabe 17 gebildeten Strömungskanal 24 zur Turbine 5 weitergeleitet, wobei zusätzlich eine Konvektivkühlung der Innengehäusenabe 17 erfolgt. Unter Prallkühlung ist hierbei das Zuführen von Kühlfluid zu verstehen, welches eine derartige Strömungsrichtung aufweist, dass es gegen die nabenseitige Oberfläche 14 der Innengehäusenabe 17 prallt und von dieser abgelenkt wird. - Um das Verständnis der Erfindung zu erleichtern, wird zuerst mit Bezug auf
Figur 3 ein Innengehäuse 9 nach Stand der Technik beschrieben, in dem sich die Rippe des heißgasführenden Gehäuseelementes 6 im Bereich der turbinenseitigen Öffnung des Innengehäuses 9 befindet. Danach werden mit Bezug auf dieFiguren 4 bis 6 Innengehäuses 9 mit drei verschiedene Ausführungsvarianten des erfindungsgemäßen heißgasführenden Gehäuseelementes 6 beschrieben. Der Stand der Technik und alle Ausführungsvarianten besitzen eine Innengehäusenabe 17, 17a, 17b, 17c, die im Bereich der turbinenseitigen Öffnung jeweils mit einer über die wellenschutzmantelseitige Umfangsfläche 14, 14a, 14b, 14c vorstehenden Rippe 22, 22a, 22b, 22c ausgestattet sind. - Eine Ausgestaltung der Innengehäusenabe 17, des Strahlungsschutzes 16 sowie des Wellenschutzmantels 15 im Bereich der Rippe 22 und des Steges 23 gemäß Stand der Technik ist in
Fig. 3 gezeigt. Im Stand der Technik sind im Steg 23 unterhalb der Nut 26 Durchgangsöffnungen 25 in Form von Bohrungen vorhanden, welche einen Durchtritt des Kühlfluids (durch Pfeile angedeutet) durch den Steg 23 ermöglichen. Dem Ausgangsende der Durchgangsbohrung 25 in Strömungsrichtung gegenüberliegend ist eine Leitrippe 38 am Wellenschutzmantel 15 angeordnet, welche zu einer Umlenkung des Kühlfluidstroms in Richtung auf das durch die Gasturbinenanlage strömende heiße Abgas führt. - Eine erste Ausführungsvariante des Innengehäuses 9 ist in Figur 4 dargestellt. Die Figur zeigt die Innengehäusenabe 17a, des Strahlungsschutzes 16a und den Wellenschutzmantel 15a im Bereich des Stegs 23a. Der Steg 23a des Wellenschutzmantels 15a aus
Fig. 4 unterscheidet sich vom Steg 23 des Wellenschutzmantels 15 ausFig. 3 dadurch, dass er breiter ausgebildet ist und nicht so weit über die Oberfläche 20a des Wellenschutzmantels 15a vorsteht. Auch weist er keine Durchgangsbohrung für den Durchgang eines Kühlfluids auf. Stattdessen ist eine Durchgangsöffnung in Form einer Bohrung 25a in der Rippe 22a der Innengehäusenabe 17a angeordnet, welche den Durchtritt des Kühlfluids durch die Rippe 22a ermöglicht. Die Durchgangsbohrung ist in unmittelbarer Nähe zur dem Wellenschutzmantel 15a zugewandten Umfangsfläche 14a der Innengehäusenabe 17a angeordnet. Entsprechende Durchgangsbohrungen sind voneinander in Umfangsrichtung beabstandet über die gesamte ringförmige Rippe 22a verteilt. - Eine zweite Ausführungsvariante für die Ausgestaltung des Innengehäuses 9 ist in
Fig. 5 dargestellt. Die Figur zeigt die Innengehäusenabe 17b, den Strahlungsschutz 16 und den Wellenschutzmantel 15 im Bereich des Steges 23. Der Wellenschutzmantel 15 und der Strahlungsschutz 16 weisen dieselbe Ausgestaltung wie die entsprechenden Teile der mit Bezug aufFig. 3 beschriebenen Ausgestaltung auf. Im Unterschied zur Innengehäusenabe 17 ausFig. 3 weist die Innengehäusenabe 17b in der zweiten Ausführungsvariante jedoch Durchgangsöffnungen in Form von Durchgangsbohrungen 28 mit wellenschutzmantelseitigen Öffnungen 29 und heißgasseitigen Öffnungen 30 auf. Die heißgasseitigen Öffnungen 30 sind dabei im Vergleich zu den wellenschutzmantelseitigen Öffnungen 29 in Strömungsrichtung des heißen Gases verschoben. Mit anderen Worten, die Öffnungen 29 weisen von der wellenschutzmantelseitigen Umfangsfläche 14b aus gesehen eine Neigung in Strömungsrichtung der heißen Abgase auf. - Durch die Durchgangsbohrungen 28 tritt Kühlfluid vom Strömungskanal 24 ausgehend in den das heiße Abgas führenden Bereich des Innengehäuses 9 ein und bildet aufgrund der dort herrschenden Strömungsverhältnisse einen Kühlfluidfilm über der heißgasseitigen Oberfläche 20b der Innengehäusenabe 17b, insbesondere im Bereich der Rippe 22b. Diese Ausgestaltung der Innengehäusenabe 17b ermöglicht eine hoch effektive Kühlung der Oberfläche 20b.
- Eine dritte Ausgestaltung des Innengehäuses 9 ist in
Fig. 6 dargestellt. Die Figur zeigt die Innengehäusenabe 17c, den Strahlungsschutz 16 und den Wellenschutzmantel 15 im Bereich des Steges 23. Wie inFig. 5 weist die Innengehäusenabe 17c Durchgangsöffnungen in Form von Bohrungen 28c auf. Diese Bohrungen 28c weisen jeweils eine wellenschutzmantelseitigen Öffnung 29c sowie eine in der Stirnseite der Innengehäusenabe 17c angeordnete Öffnung 30c auf. Zwischen der wellenschutzmantelseitigen Öffnung 29c und der stirnseitigen Öffnung 30c verläuft jede Durchgangsbohrung 28c größtenteils parallel zur heißgasführenden Oberfläche 20c der Innengehäusenabe 17c. - Durch die wellenschutzmantelseitigen Öffnung 29c eintretendes Kühlfluid F wird im Bereich der Rippe 22c mittels der Bohrungen 28c durch das Innere der Innengehäusenabe 17c geleitet und führt so zu einer Kühlung der Innengehäusenabe 17c, bevor es aus der stirnseitigen Öffnung 30c austritt.
- In den mit Bezug auf die
Figuren 5 und 6 beschriebenen Ausführungsvarianten ist jeweils der Steg des Wellenschutzmantels mit Durchgangsöffnungen zum Durchtritt von Kühlfluid versehen. Alternativ können auch Öffnungen in der Rippe vorhanden sein, wie dies mit Bezug aufFig. 4 beschrieben worden ist.
Claims (9)
- Anordnung, ausgebildet für eine Gasturbinenanlage (1), welche einen Verdichter (7), zwei Silobrennkammern (3), eine Turbine (5) und einen Turbinenläufer (11, 12) aufweist, die Anordnung einen Wellenschutzmantel (15, 15a) und ein Innengehäuse (9) umfassend, wobei der Wellenschutzmantel (15, 15a) ausgebildet ist zum Anordnen zwischen dem Verdichter (7) und der Turbine (5) um den Turbinenläufer (11, 12) herum, und wobei das Innengehäuse (9) ausgebildet ist zum Anordnen zwischen den Silobrennkammern (3) und der Turbine (5), und wobei das Innengehäuse (9) zwei Heißgaseintrittsöffnungen (18), geeignet zum Empfang der heißen Verbrennungsabgase der Silobrennkammern (3), eine turbinenseitig anordenbare Austrittsöffnung (19) und ein heißgasführendes Gehäuseelement (6) umfasst, welches zum Umgeben des Wellenschutzmantels (15, 15a) ausgebildet ist und einen Führungsabschnitt zum Führen des Heißgases von den Heißgaseintrittsöffnungen (18) zur Austrittsöffnung (19) umfasst, wobei der Führungsabschnitt eine zum Umgeben des Wellenschutzmantels (15, 15a) ausgebildete Innengehäusenabe (17a, 17b, 17c) umfasst, welche sich bis zur Austrittsöffnung (19) erstreckt, und an einer dem Wellenschutzmantel (15, 15a) zuzuwendenden Umfangsfläche (14a, 14b, 14c) eine sich in Umfangsrichtung erstreckende und über die Umfangsfläche vorstehende Rippe (22a, 22b, 22c) aufweist, die im an die Austrittsöffnung (19) angrenzenden Bereich der Umfangsfläche (14a, 14b, 14c) angeordnet ist, wobei die Rippe (22a) und/oder die Innengehäusenabe (17b, 17c) mit Kühlfluidkanälen (25a, 28b, 28c) versehen ist bzw. sind.
- Anordnung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass sich die Kühlfluidkanäle (25a) durch die Rippe (22a) erstrecken und so in der Rippe (22a) angeordnet sind, dass sie nahe der Umfangsfläche (14a) der Innengehäusenabe (17a) parallel zur Axialrichtung der Innengehäusenabe (17a) verlaufen.
- Anordnung nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass sich die Kühlfluidkanäle (28b) durch die Innengehäusenabe (17b) erstrecken und jeweils mit einer wellenschutzmantelseitigen Öffnung (29b) und einer heißgasseitigen Öffnung (30b) versehen sind.
- Anordnung nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, dass die Kühlfluidkanäle (28b) in ihrem Verlauf durch die Innengehäusenabe (17b) von der wellenschutzmantelseitigen Öffnung (29b) aus gesehen eine Neigung in Strömungsrichtung des zu führenden Heißgases aufweisen.
- Anordnung nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, dass in der Innengehäusenabe (17c) Kühlfluidkanäle (28c) vorhanden sind, die zwischen einer Eintrittsöffnung (29c) zum Eintritt eines Kühlfluids (F) und einer Austrittsöffnung (30c) zum Austritt eines Kühlfluids (F) parallel zu einer heißgasführenden Oberfläche (20c) der Innengehäusenabe (17c) verlaufen.
- Anordnung nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, dass die Innengehäusenabe (17a, 17b, 17c) wenigstens näherungsweise zylinderförmig ausgebildet ist.
- Anordnung nach einem der Ansprüche 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, dass die Innengehäusenabe (17a, 17b, 17c) eine mit einer wärmedämmenden und/oder korrosionshemmenden und/oder oxidationshemmenden Beschichtung versehe heißgasführende Fläche (20a, 20b, 20c) umfasst.
- Anordnung nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der Wellenschutzmantel (15a) eine sich in Umfangsrichtung erstreckende Vertiefung (26a) aufweist, die zum Aufnehmen der Rippe (22a) ausgestaltet ist, und die sich in einem radial über die Umfangsfläche vorstehenden vollständig geschlossenen Steg (23a) befindet, welcher sich in einem turbinenseitig anordenbaren Abschnitt des Wellenschutzmantels (15a) befindet.
- Gasturbinenanlage (1) gekennzeichnet durch zwei Silobrennkammern (3), ein Turbinenteil (5) und eine zwischen den Silobrennkammern (3) und dem Turbinenteil (5) angeordnete Anordnung nach einem der vorhergehenden Ansprüche.
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