EP2310635B1 - Deckbandvorrichtung einer gasturbine - Google Patents
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- EP2310635B1 EP2310635B1 EP09800032.6A EP09800032A EP2310635B1 EP 2310635 B1 EP2310635 B1 EP 2310635B1 EP 09800032 A EP09800032 A EP 09800032A EP 2310635 B1 EP2310635 B1 EP 2310635B1
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Definitions
- the present invention relates to the field of thermal machines. It relates to a gas turbine according to the preamble of claim 1.
- Gas turbines as described for example in the publication DE-A1-196 19 438 are described, have in the turbine part provided with a rotor blade rows, which is surrounded by a housing concentrically spaced. On the housing rings are formed, carrying vanes, which - as well as the blades on the rotor - extend into the hot gas channel formed between the rotor and housing. In the axial direction or in the direction of the hot gas flow, vanes and blade rows alternate. Between adjacent rows of vanes heat damper segments are arranged distributed to the outer boundary of the hot gas channel over the circumference, at which the blades with their blade tips move past, and which are supplied from a surrounding the heat shield segments annular space (ring cavity) with cooling air or other cooling medium.
- a baffle cooling method is used, in which the cooling medium through variously mounted openings in an impingement cooling plate passes through the inside of the hot gas channel limiting wall of the heat exchanger segment.
- the heat shields behind the turbine front stage vanes are exposed to high heat flow loads. In the area where the blades rotate past, high heat flow loads occur. High heat flow loads also occur in the area of the guide blade wake.
- the associated with the caster Follow-up pressure waves (31 in Fig. 11 ) reduce the pressure margin (Back Flow Margin BFM), ie the available pressure difference between the hot gas duct and the annular cavity, compared to a hot gas intrusion.
- a "failsafe design" over rubbing cracks, inter heat shield feather seals, partload, environmental conditions (off-ISO design), impact damage (FOD) and manufacturing tolerances require a significant margin on BFM. which has a negative impact on performance under full load ISO conditions.
- the number of vanes in the ring in conventional solutions is independent of the number of associated heat shield segments. If possible, the number of parts is minimized. As the thermal and mechanical loads on the vanes are higher, a larger number of vanes is needed compared to the number of heat shield segments.
- the hot gas duct 29 is bounded in the region of the blade B1 on the outside by the heat spreader segment 11, which is fastened by means of hook-shaped fastening elements 12, 13, 14 to a housing (not shown).
- the heat shield segment 11 is surrounded by an annular cavity 30 from which a cooling medium under pressure P 1 or P 2 , usually cooling air, flows via perforated baffle cooling plates 15, 16 into two corresponding baffle cooling cavities 17, 18, where the heat baffle segment by impingement cooling cools and then exits through cooling holes 19, 20 in the hot gas channel 29.
- the invention aims to remedy this situation. It is therefore an object of the invention to provide a gas turbine with impingement-cooled heat accumulation segments, which avoids the disadvantages of known solutions and is characterized in particular by a reduction of the cooling medium consumption.
- the object is solved by the entirety of the features of claim 1.
- Essential to the invention is that the number of Heat dam segments and adjacent vanes in the rings is the same. As a result, maximum loads occurring locally, ie local cooling, are addressed. Margins and total coolant consumption can be reduced considerably. This allows higher temperatures and lower cooling medium requirements for better performance and flatter temperature profiles for smaller emissions.
- An embodiment of the invention is characterized in that two impact cooling cavities, in which the cooling medium flows from the annular cavity, are arranged in the heat accumulation segment in each case in the axial direction, that the downstream impingement cooling cavity is separated from the annular cavity and both annular cavities with the cooling medium at the same pressure
- the heat accumulation segments each have a central, hook-shaped fastening element, the two impingement cooling cavities are separated from one another by the middle fastening element, and the downstream impingement cooling cavity is separated from the annular cavity by a cover plate arranged between impingement cooling cavity and annular cavity.
- Another embodiment is characterized in that in the impingement cooling cavities to increase the heat transfer, a plurality of posts is arranged distributed, wherein the plurality of posts spacers for the impingement cooling plates and cooling pins for increasing the heat transfer between the cooling medium and heat shield segment comprises, and wherein the posts in the Impeller cooling cavities are housed in at least partially regular arrangements, and the spacers and cooling pins are arranged offset to one another.
- a further embodiment is characterized in that the heat accumulation segments in relation to the flow of the hot gas each have a leading edge, a trailing edge and two side regions, and that cooling holes are provided for film cooling of the edges and side portions of the heat termination, which starting from the impingement cooling cavities, the heat rejection segment enforce on all sides and end in the outside space.
- the cooling bores ending at the opposite side regions of the heat termination segment are thus in this case arranged offset to each other that the exiting cooling medium does not prevent each other at the exit in adjoining michstausegmenten.
- the coolant holes at the leading edge and in the side regions set back in a recess end for unimpeded leakage of the cooling medium, and when the cooling holes are formed spread in the corners of the heat shield segment for improved cooling of the edge regions.
- each heat shield segment and the associated upstream vane are positioned relative to one another in the circumferential direction so that the wake pressure wave generated by the vane can be compensated by a corresponding arrangement and supply of the affected cooling holes, preferably those in Open the region of the trailing pressure wave cooling holes above the impingement cooling plates in the impingement cooling cavities.
- the heat removal segment 11 has two impact cooling cavities 17 and 18, which are separated from each other by the central hook-shaped fastening element 13 and with the same pressure P 1 are operated.
- the second impingement cooling cavity 17 positioned downstream is isolated from the annular cavity 30 by a cover plate 21.
- the pressure margin for the impingement cooling and pressure margin for the spring seals between adjacent segments can be adjusted independently of each other. A loss of seal no longer causes the cooling medium pressure to drop.
- the margin of the cooling medium pressure can be reduced.
- the pressure above the cover plate 21 (P 2 ) can be adjusted so that the passage of the blade B1 does not cause vibration of the seal, and thus, seal failure does not occur.
- cooling bores 19, 19 ', 20, 20', 25 and 26 lead from the impingement cooling cavities 17, 18 to the outside and open into the outside space.
- the cooling bores 25 and 26 in the side regions SW are staggered with respect to each other (viewed in the circumferential direction), so that the escaping air in the adjoining heat accumulation segments 11 does not obstruct each other at the outlet.
- the cooling bores 20, 20 'and 25, 26 are arranged offset back by corresponding recesses 22, 23 and 24 on the end faces, so that when touching the component with the adjacent component, the air can still escape unhindered ,
- the cooling holes 19 ', 20' are spread in the region of the corners of the heat spreader segment 11 (flared cooling holes) in order to optimally cool the edge regions.
- the impingement cooling can be further improved if according to Fig. 7 in the impingement cooling cavities 17, 18 additional conical posts 28 are provided, which are arranged distributed in a gap with the holes 27 in the impingement cooling plates.
- Particularly advantageous is the combination of the impingement cooling with two types of conical posts 28 (FIG. Fig. 8-10 ):
- a kind of post ( Fig. 8 ) is formed as a spacer 28a for the impingement cooling plates 15, 16.
- the other kind of posts ( Fig. 9 ) serves as a cooling pin 28b of increasing the turbulence, the heat flow and the heat transfer surface. Both types of posts. the spacers 28a and the cooling pins 28b, according to increase the heat transfer Fig. 10 be arranged offset.
- the trailing pressure wave 31 is positioned on the heat accumulation segment 11 in such a way by projecting or resting the components 11, V1 in the plane of separation relative to one another (displacement arrows in FIG Fig. 11 ) that the pressure margin of the cooling holes in the leading edges and in the side area, and the annular gap and the cooling air consumption are set optimally overall.
- the size of the impingement cooling cavities 17, 18 is chosen so that optimum cooling occurs.
- the heat release segment 11 is preferably provided with a Thermal Barrier Coating (TBC) layer, wherein different thicknesses and tolerances are selected in the regions upstream of the forward rotation of the blade B1 and at the location where the blade B1 passes.
- TBC Thermal Barrier Coating
- the cooling bores 19, 19 ', 20, 20', 25, 26 are positioned as close as possible to the hot gas in the hot gas duct 29. Manufacturing tolerances, global wall thicknesses for rubbing and oxidation are subject to minimal criteria. Therefore, locally, where the cooling holes open into the impingement cooling cavities, the wall thickness is preferably reduced by means of a groove 32 (FIG. Fig. 12 ).
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Description
- Die vorliegende Erfindung bezieht sich auf das Gebiet der thermischen Maschinen. Sie betrifft eine Gasturbine gemäss dem Oberbegriff des Anspruchs 1.
- Gasturbinen, wie sie beispielsweise in der Druckschrift
DE-A1-196 19 438 beschrieben sind, weisen im Turbinenteil einen mit Laufschaufelreihen versehenen Rotor auf, der mit Abstand von einem Gehäuse konzentrisch umgeben ist. Am Gehäuse sind Ringe ausgebildet, die Leitschaufeln tragen, welche sich - ebenso wie die Laufschaufeln am Rotor - in den zwischen Rotor und Gehäuse gebildeten Heissgaskanal hinein erstrecken. In axialer Richtung bzw. in Richtung der Heissgasströmung wechseln sich Leitschaufel- und Laufschaufelreihen ab. Zwischen benachbarten Leitschaufelreihen sind zur äusseren Begrenzung des Heissgaskanals über den Umfang verteilt Wärmestausegmente angeordnet, an denen sich die Laufschaufeln mit ihren Schaufelspitzen vorbei bewegen, und die aus einem die Wärmestausegmente umgebenden Ringraum (Ringkavität) mit Kühlluft oder einem anderen Kühlmedium versorgt werden. Zur Kühlung wird beispielsweise ein Prallkühlungsverfahren eingesetzt, bei welchem das Kühlmedium durch verschiedentlich angebrachten Öffnungen in einem Prallkühlblech hindurch auf die Innenseite der den Heissgaskanal begrenzenden Wand des Wärmestausegments trifft. - Die Wärmestausegmente ("heat shields") hinter den Frontstufen-Leitschaufeln der Turbine sind hohen Wärmestromlasten ausgesetzt. Im Bereich, wo die Laufschaufeln vorbei drehen, treten hohe Wärmestromlasten auf. Auch im Bereich des Leitschaufelnachlaufes treten hohe Wärmestromlasten auf. Die mit dem Nachlauf verbundenen Nachlaufdruckwellen (31 in
Fig. 11 ) reduzieren die Druckmarge (Back Flow Margin BFM), d.h. die zur Verfügung stehende Druckdifferenz zwischen Heissgaskanal und Ringkavität, gegenüber einem Heissgaseinbruch. - Ein "Failsafe Design" gegenüber Reiben (rubbing cracks), Dichtungsverlust (inter heat shield feather seals), Teillast (partload), Umgebungsbedingungen (off-ISO design), Beschädigung durch Aufschlag (FOD) und Fertigungstoleranzen erfordern eine beträchtliche Marge bzgl. BFM, welche sich bei ISO-Vollast-Bedingungen negativ auf die Performance auswirkt.
- Die Anzahl der Leitschaufeln im Ring ist bei herkömmlichen Lösungen unabhängig von der Anzahl der zugehörigen Wärmestausegmente. Es wird möglichst die Anzahl der Teile minimiert. Da die thermischen und mechanischen Belastungen der Leitschaufeln höher sind, wird eine grössere Anzahl Leitschaufeln im Vergleich zur Anzahl der Wärmestausegmente benötigt.
- In den
Fig. 1 bis 3 sind in vereinfachter Darstellung verschiedene Prallkühlungsschemata in einer Gasturbine 10 anhand der zwischen den ersten Leitschaufeln V1 und den zweiten Leitschaufeln V2 gegenüber den ersten Laufschaufeln B1 angeordneten Wärmestausegmenten 11 erläutert. Im Heissgaskanal 29 strömt Heissgas mit einer Massenstromdichte ṁHG von rechts nach links, wobei an der Vorderkante (Leading Edge LE) der Laufschaufel B1 ein Druck Ps,LE und an der Hinterkante (Trailing Edge TE) ein Druck Ps,TE herrscht. Der Heissgaskanal 29 wird im Bereich der Laufschaufel B1 aussen von dem Wärmestausegment 11 begrenzt, das mittels hakenförmigen Befestigungselementen 12, 13, 14 an einem (nicht dargestellten) Gehäuse befestigt ist. Das Wärmestausegment 11 ist aussen von einer Ringkavität 30 umgeben, aus der ein unter Druck P1 bzw. P2 stehendes Kühlmedium, in der Regel Kühlluft, über gelochte Prallkühlungsbleche 15, 16 in zwei entsprechende Prallkühlungskavitäten 17, 18 einströmt, dort das Wärmestausegment durch Prallkühlung kühlt und dann durch Kühlbohrungen 19, 20 in den Heissgaskanal 29 austritt. - Im einfachen Fall der
Fig. 1 ist P1 = P2, so dass das Kühlmedium mit derselben Massenstromdichte ṁc in die beiden Prallkühlungskavitäten einströmt. Um bei den unterschiedlichen Drücken im Heissgaskanal die notwendige Druckmarge aufrecht zu erhalten, muss mit einer sehr hohen Druckdifferenz über die gesamte Länge des Wärmestausegmentes 11 gearbeitet werden. Die Leckageverluste sind deshalb hoch.
Beim sequentiellen Prallkühlungsschema derFig. 2 wird dieser Nachteil korrigiert, indem P1 > P2 gewählt wird. Jedoch wird das System durch mögliche Querströmungen zwischen den Prallkühlungskavitäten 15, 16 (oberer breiter Pfeil inFig. 2 ) sensitiv gegenüber den (nicht gezeigten) Dichtungen, die an der Stirnseite des Befestigungselements 13 zur Abdichtung der Spalte zwischen benachbarten Wärmestausegmenten vorgesehen sind.
Beim Gegenstrom-Prallkühlungsschema derFig. 3 wird auch dies korrigiert, indem P1 < P2 gewählt wird. Jedoch erweist sich dabei das Einstellen der Druckmarge gegenüber dem Nachlaufmaximum des Druckes (vgl. 31 inFig. 11 ) als kritisch.
Aus derUS 2003/133790 A1 ist eine Gasturbine mit zwischen benachbarten Leitschaufelringen angeordneten gekühlten Wärmestausegmenten bekannt, welche den Heissgaskanal im Bereich der Laufschaufeln nach aussen begrenzen.EP1124039A offenbart die technischen Merkmale vom Oberbegriff vom unabhängigen Anspruch 1. - Hier will die Erfindung Abhilfe schaffen. Es ist daher Aufgabe der Erfindung, eine Gasturbine mit prallgekühlten Wärmestausegmenten zu schaffen, welche die Nachteile bekannter Lösungen vermeidet und sich insbesondere durch eine Verringerung des Kühlmediumsverbrauchs auszeichnet.
Die Aufgabe wird durch die Gesamtheit der Merkmale des Anspruchs 1 gelöst. Wesentlich für die Erfindung ist dabei, dass die Anzahl der Wärmestausegmente und benachbarten Leitschaufeln in den Ringen gleich ist. Hierdurch können maximal auftretende Belastungen lokal, d.h. mittels lokaler Kühlung, adressiert werden. Margen und Gesamt-Kühlmediumsverbrauch können beträchtlich reduziert werden. Dies erlaubt höhere Temperaturen und einen niedrigeren Kühlmediumsbedarf für eine bessere Performance sowie flachere Temperaturprofile für kleinere Emissionen. - Eine Ausgestaltung der Erfindung zeichnet sich dadurch aus, dass im Wärmestausegment jeweils in axialer Richtung hintereinander zwei Prallkühlungskavitäten angeordnet sind, in welche das Kühlmedium aus der Ringkavität einströmt, dass die stromabwärts liegende Prallkühlungskavität von der Ringkavität abgetrennt ist und beide Ringkavitäten mit dem Kühlmedium bei gleichem Druck beaufschlagt werden, wobei die Wärmestausegmente jeweils ein mittleres, hakenförmiges Befestigungselement aufweisen, die beiden Prallkühlungskavitäten durch das mittlere Befestigungselement voneinander getrennt sind, und die stromabwärts liegende Prallkühlungskavität von der Ringkavität durch eine zwischen Prallkühlungskavität und Ringkavität angeordnete Abdeckplatte abgetrennt ist.
- Eine andere Ausgestaltung ist dadurch gekennzeichnet, dass in den Prallkühlungskavitäten zur Erhöhung des Wärmeübergangs eine Vielzahl von Pfosten verteilt angeordnet ist, wobei die Vielzahl der Pfosten Abstandshalter für die Prallkühlungsbleche und Kühlpins zur Erhöhung des Wärmeübergangs zwischen Kühlmedium und Wärmestausegment umfasst, und wobei die Pfosten in den Prallkühlungskavitäten in zumindest bereichsweise regelmässigen Anordnungen untergebracht sind, und die Abstandshalter und Kühlpins zueinander versetzt angeordnet sind.
- Eine weitere Ausgestaltung zeichnet sich dadurch aus, dass die Wärmestausegmente im Bezug auf die Strömung des Heissgases jeweils eine Vorderkante, eine Hinterkante und zwei Seitenbereiche aufweisen, und dass zur Filmkühlung der Kanten und Seitenbereiche des Wärmestausegments Kühlbohrungen vorgesehen sind, welche von den Prallkühlungskavitäten ausgehend das Wärmestausegment zu allen Seiten hin durchsetzen und im Aussenraum enden. Insbesondere sind dabei die an den gegenüberliegenden Seitenbereichen des Wärmestausegments endenden Kühlbohrungen so zueinander versetzt angeordnet, dass das austretende Kühlmedium in aneinander grenzenden Wärmestausegmenten sich nicht gegenseitig am Austritt hindert.
- Weiterhin ist es von Vorteil, wenn zum ungehinderten Austreten des Kühlmediums die Kühlbohrungen an der Vorderkante und in den Seitenbereichen zurückversetzt in einer Ausnehmung enden, und wenn die Kühlbohrungen im Bereich der Ecken des Wärmestausegments zur verbesserten Kühlung der Kantenbereiche gespreizt ausgebildet sind.
- Eine andere Ausgestaltung der Erfindung ist dadurch gekennzeichnet, dass jedes Wärmestausegment und die zugehörige stromaufwärts angeordnete Leitschaufel im Umfangsrichtung relativ zueinander so positioniert sind, dass die von der Leitschaufel erzeugte Nachlaufdruckwelle durch eine entsprechende Anordnung und Versorgung der betroffenen Kühlbohrungen kompensiert werden kann, wobei vorzugsweise die im Bereich der Nachlaufdruckwelle liegenden Kühlbohrungen oberhalb der Prallkühlungsbleche in die Prallkühlungskavitäten münden.
- Die Erfindung soll nachfolgend anhand von Ausführungsbeispielen im Zusammenhang mit der Zeichnung näher erläutert werden. Alle für das unmittelbare Verständnis der Erfindung nicht wesentlichen Elemente sind weggelassen worden. Gleiche Elemente sind in den verschiedenen Figuren mit den gleichen Bezugszeichen versehen. Die Strömungsrichtung der Medien ist mit Pfeilen angegeben. Es zeigen
- Fig. 1-3
- in einer vereinfachten Darstellung im Längsschnitt den Ausschnitt aus einer Gasturbine mit einem zwischen der ersten und zweiten Leitschaufelreihe angeordneten Wärmestausegmenten, die mittels eines einfachen (
Fig. 1 ) eines sequentiellen (Fig. 2 ) und eines mit Gegenstrom arbeitenden Prallkühlungsschemas gekühlt werden; - Fig. 4
- in einer zu
Fig. 1-3 vergleichbaren Darstellung ein Prallkühlungsschema gemäss einem Ausführungsbeispiel der Erfindung; - Fig. 5
- ein für die Anordnung nach
Fig. 4 geeignetes Wärmestausegment mit der Anordnung der verschiedenen Kühlbohrungen und Ausnehmungen in der Draufsicht von aussen; - Fig. 6
- in einer zu
Fig. 4 vergleichbaren Darstellung das eingebaute Wärmestausegment gemässFig. 5 ; - Fig. 7
- die Anordnung von Pfosten in den Prallkühlungskavitäten des Wärmestausegments, gemäss einem anderen Ausführungsbeispiel der Erfindung;
- Fig. 8
- im Längsschnitt einen der möglichen Pfosten aus
Fig. 7 , der als Abstandshalter für die Prallkühlungsbleche vorgesehen ist; - Fig. 9
- im Längsschnitt einen anderen der möglichen Pfosten aus
Fig. 7 , der als Kühlpin mit zusätzlicher Wärmeübergangsfläche vorgesehen ist; - Fig. 10
- eine bevorzugte Verteilung der Pfosten aus
Fig. 8 und 9 in den Prallkühlungskavitäten - Fig. 11
- in radialer Richtung gesehen die für die Druckmarge wichtige relative Positionierung von Leitschaufel und Wärmestausegment in Umfangsrichtung und
- Fig. 12
- ein Beispiel für die lokale Verringerung der Wandstärke mittels einer Nut dort, wo die Kühlbohrungen in die Prallkühlungskavitäten münden.
- In
Fig. 4 ist in einer zuFig. 1 bis 3 vergleichbaren Darstellung ein Ausführungsbeispiel der Erfindung wiedergegeben: Vorausgesetzt wird dabei die gleiche Anzahl Teile im Ring für die Leitschaufeln V1 und die Wärmestausegmente 11. Das Wärmestausegment 11 weist zwei Prallkühlungskavitäten 17 und 18 auf, die durch das mittlere hakenförmige Befestigungselement 13 voneinander getrennt sind und mit dem gleichen Druck P1 betrieben werden. Die zweite, stromab positionierte Prallkühlungskavität 17 wird durch eine Abdeckplatte 21 von der Ringkavität 30 isoliert. Die Druckmarge für die Prallkühlung und Druckmarge für die Federdichtungen zwischen benachbarten Segmenten können unabhängig voneinander eingestellt werden. Ein Dichtungsverlust führt nicht mehr zum Absinken des Kühlmediumsdruckes. Die Marge des Kühlmediumsdruckes kann reduziert werden. Der Druck oberhalb der Abdeckplatte 21 (P2) kann so eingestellt werden, dass das Vorbeilaufen der Laufschaufel B1 keine Schwingung der Dichtung verursacht und damit auch kein Dichtungsversagen auftritt.
Zur Verbesserung der Kühlung des Wärmestausegments 11 ist vorzugsweise eine Filmkühlung für die Vorderkante LE, die Hinterkante TE und die Seitenbereiche SW gemässFig. 5 und 6 vorgesehen. Hierzu führen Kühlbohrungen 19, 19', 20, 20', 25 und 26 von den Prallkühlungskavitäten 17, 18 nach aussen und münden in den Aussenraum. Die Kühlbohrungen 25 und 26 in den Seitenbereichen SW sind (in Umfangsrichtung gesehen) zueinander versetzt (staggered) angeordnet, so dass die austretende Luft in den aneinander angrenzenden Wärmestausegmenten 11 sich nicht gegenseitig am Austritt behindert. - Im Vorderkantenbereich LE und im Seitenbereich SW sind die Kühlbohrungen 20, 20' und 25, 26 durch entsprechende Ausnehmungen 22, 23 und 24 an den Stirnseiten zurückversetzt angeordnet, so dass beim Berühren des Bauteiles mit dem benachbarten Bauteil die Luft nach wie vor ungehindert austreten kann. Die Kühlbohrungen 19', 20' werden im Bereich der Ecken des Wärmestausegmentes 11 gespreizt (flared cooling holes), um die Kantenbereiche optimal zu kühlen.
- Die Prallkühlung lässt sich weiter verbessern, wenn gemäss
Fig. 7 in den Prallkühlungskavitäten 17, 18 zusätzliche kegelförmige Pfosten 28 vorgesehen werden, die auf Lücke mit den Löchern 27 in den Prallkühlungsblechen verteilt angeordnet sind. Besonders vorteilhaft ist die Kombination der Prallkühlung mit zwei Arten von kegelförmigen Pfosten 28 (Fig. 8-10 ): Eine Art von Pfosten (Fig. 8 ) ist als Abstandshalter 28a für die Prallkühlungsbleche 15, 16 ausgebildet. Die andere Art von Pfosten (Fig. 9 ) dient als Kühlpin 28b der Erhöhung der Turbulenz, des Wärmestroms und der Wärmeübergangsfläche. Beide Arten von Pfosten. die Abstandshalter 28a und die Kühlpins 28b, können zur Erhöhung des Wärmeübergangs gemässFig. 10 versetzt angeordnet sein. - Im Bereich hinter der vorgängigen Leitschaufel V1, wo der Nachlauf in Form einer Nachlaufdruckwelle 31 über das Wärmestausegment 11 läuft, und zwar die Vorderkante LE und die Seitenkante SW (
Fig. 11 ), werden die entsprechenden Kühlbohrungen 20" (gepunktet inFig. 4 ,11 ) mit Kühlmedium (Luft) höheren Druckes von oberhalb des Prallkühlungsbleches 16 gespeist, um die Druckmarge zu erhöhen. Da nicht die Druckmarge aller Kühlbohrungen erhöht werden muss, ergibt sich ein beträchtlicher Performancevorteil. - Insbesondere wird die Nachlaufdruckwelle 31 durch Hervorstehen bzw. Zurückstehen der Komponenten 11, V1 in der Trennebene zueinander so auf dem Wärmestausegment 11 positioniert (Verschiebungspfeile in
Fig. 11 ), dass die Druckmarge der Kühlbohrungen in den Vorderkanten und im Seitenbereich, und des Ringspaltes sowie der Kühlluftverbrauch insgesamt optimal eingestellt sind. - Die Grösse der Prallkühlungskavitäten 17, 18 ist so gewählt, dass eine optimale Kühlung eintritt. Das Wärmestausegment 11 ist vorzugsweise mit einer Keramikschutzschicht (Thermal Barrier Coating TBC) versehen, wobei in den Bereichen stromauf des Vorbeidrehens der Laufschaufel B1 und am Ort, wo die Laufschaufel B1 vorbeiläuft, unterschiedliche Dicken und Toleranzen gewählt werden. Für den Bereich stromauf des Vorbeidrehens der Laufschaufel B1 werden grosse Dicken der Schutzschicht gewählt, um den Nachlaufeffekt zu reduzieren, für den Bereich am Ort, wo die Laufschaufel B1 vorbeiläuft, dagegen kleine Fertigungstoleranzen, um Performanceverluste zu minimieren.
- Die Kühlbohrungen 19, 19', 20, 20', 25, 26 werden so nah wie möglich zum Heissgas im Heissgaskanal 29 positioniert. Fertigungstoleranzen, globale Wandstärken für das Reiben und Oxidation unterliegen minimalen Kriterien. Deshalb wird lokal, wo die Kühlbohrungen in die Prallkühlungskavitäten münden, die Wandstärke vorzugsweise mittels einer Nut 32 verringert (
Fig. 12 ). -
- 10
- Gasturbine
- 11
- Wärmestausegment
- 12, 13, 14
- Befestigungselement
- 15, 16
- Prallkühlungsblech
- 17, 18
- Prallkühlungskavität
- 19, 19'
- Kühlbohrung
- 20, 20', 20"
- Kühlbohrung
- 21
- Abdeckplatte
- 22, 23, 24
- Ausnehmung
- 25, 26
- Kühlbohrung
- 27
- Loch
- 28
- Pfosten
- 28a
- Abstandshalter
- 28b
- Kühlpin
- 29
- Heissgaskanal
- 30
- Ringkavität
- 31
- Nachlaufdruckwelle
- 32
- Nut
- B1
- Laufschaufel
- LE
- Vorderkante
- TE
- Hinterkante
- SW
- Seitenbereich
- ṁc
- Massenstromdichte (Kühlluft)
- ṁHG
- Massenstromdichte (Heissgas)
- P1,P2
- Druck (Kühlluft)
- Ps,TE
- Druck (Hinterkante)
- Ps,LE
- Druck (Vorderkante)
- V1,V2
- Leitschaufel
Claims (10)
- Gasturbine (10), umfassend einen um eine Achse drehbaren, mit Laufschaufeln (B1) ausgestatteten Rotor, welcher unter Ausbildung eines ringförmigen Heissgaskanals (29) von einem mit Leitschaufeln (V1, V2) ausgestatteten Gehäuse mit Abstand konzentrisch umgeben ist, wobei Ringe mit Leitschaufeln (V1, V2) und Laufschaufeln (B1) in axialer Richtung abwechselnd angeordnet sind und zwischen benachbarten Leitschaufeln (V1, V2) Wärmestausegmente (11) vorgesehen sind, welche den Heissgaskanal (29) im Bereich der Laufschaufeln (B1) nach aussen begrenzen und durch eine Prallkühlung gekühlt werden, bei der aus einer äusseren Ringkavität (30) ein Kühlmedium, insbesondere Kühlluft, in das Wärmestausegment (11) einströmt,
wobei im Wärmestausegment (11) jeweils in axialer Richtung hintereinander zwei Prallkühlungskavitäten (17, 18) angeordnet sind, in welche das Kühlmedium über gelochte Prallkühlungsbleche (15, 16) aus der Ringkavität (30) einströmt,
wobei die Wärmestausegmente (11) im Bezug auf die Strömung des Heissgases jeweils eine Vorderkante (LE), eine Hinterkante (TE) und zwei Seitenbereiche (SW) aufweisen, und dass zur Filmkühlung der Kanten (LE, TE) und Seitenbereiche (SW) des Wärmestausegments (11) Kühlbohrungen (19, 19'; 20, 20'; 25, 26) vorgesehen sind, welche von den Prallkühlungskavitäten (17, 18) ausgehend das Wärmestausegment (11) zu allen Seiten (LE, TE, SW) hin durchsetzen und im Aussenraum enden, dadurch gekennzeichnet, dass die Anzahl der Wärmestausegmente (11) und benachbarten Leitschaufeln (V1, V2) in den Ringen gleich ist, und dass jedes Wärmestausegment (11) und die zugehörige stromaufwärts angeordnete Leitschaufel (V1) im Umfangsrichtung relativ zueinander so positioniert sind, dass die von der Leitschaufel (V1) erzeugte Nachlaufdruckwelle (31) durch eine entsprechende Anordnung und Versorgung der betroffenen Kühlbohrungen (20") kompensiert wird. - Gasturbine nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die stromabwärts liegende Prallkühlungskavität (17) von der Ringkavität (30) abgetrennt ist und beide Prallkühlungskavitäten (17, 18) mit dem Kühlmedium bei gleichem Druck beaufschlagbar sind.
- Gasturbine nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, dass die Wärmestausegmente (11) jeweils ein mittleres, hakenförmiges Befestigungselement (13) aufweisen, dass die beiden Prallkühlungskavitäten (17, 18) durch das mittlere Befestigungselement (13) voneinander getrennt sind, und dass die stromabwärts liegende Prallkühlungskavität (17) von der Ringkavität (30) durch eine zwischen Prallkühlungskavität (17) und Ringkavität (30) angeordnete Abdeckplatte (21) abgetrennt ist.
- Gasturbine nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, dass in den Prallkühlungskavitäten (17, 18) zur Erhöhung des Wärmeübergangs eine Vielzahl von Pfosten (28; 28a,b) verteilt angeordnet ist.
- Gasturbine nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, dass die Vielzahl der Pfosten (28) Abstandshalter (28a) für die Prallkühlungsbleche (15, 16) und Kühlpins (28b) zur Erhöhung des Wärmeübergangs zwischen Kühlmedium und Wärmestausegment (11) umfasst.
- Gasturbine nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, dass die Pfosten (28; 28a,b) in den Prallkühlungskavitäten (17, 18) in zumindest bereichsweise regelmässigen Anordnungen untergebracht sind, und dass die Abstandshalter (28a) und Kühlpins (28b) zueinander versetzt angeordnet sind.
- Gasturbine nach einem der Ansprüche 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, dass die an den gegenüberliegenden Seitenbereichen (SW) des Wärmestausegments (11) endenden Kühlbohrungen (25, 26) so zueinander versetzt angeordnet sind, dass das austretende Kühlmedium in aneinander grenzenden Wärmestausegmenten (11) sich nicht gegenseitig am Austritt hindert.
- Gasturbine nach einem der Ansprüche 1 bis 7, dadurch gekennzeichnet, dass zum ungehinderten Austreten des Kühlmediums die Kühlbohrungen (20, 20'; 25, 26) an der Vorderkante (LE) und in den Seitenbereichen (SW) zurückversetzt in einer Ausnehmung (22, 23, 24) enden.
- Gasturbine nach einem der Ansprüche 1 bis 8, dadurch gekennzeichnet, dass die Kühlbohrungen (19', 20', 20") im Bereich der Ecken des Wärmestausegments (11) zur verbesserten Kühlung der Kantenbereiche gespreizt ausgebildet sind.
- Gasturbine nach einem der Ansprüche 1 bis 9, dadurch gekennzeichnet, dass die im Bereich der Nachlaufdruckwelle (31) liegenden Kühlbohrungen (20") oberhalb der Prallkühlungsbleche (15, 16) in die Prallkühlungskavitäten (17, 18) münden.
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EP2860358A1 (de) | 2013-10-10 | 2015-04-15 | Alstom Technology Ltd | Anordnung zur Kühlung einer Komponente im Heißgaspfad einer Gasturbine |
US10690055B2 (en) * | 2014-05-29 | 2020-06-23 | General Electric Company | Engine components with impingement cooling features |
EP3026219B1 (de) * | 2014-11-27 | 2017-07-26 | Ansaldo Energia Switzerland AG | Segment zur Befestigung eines Brennkammerübergangsstücks & xA;zur Turbinen |
US20180023404A1 (en) * | 2015-02-16 | 2018-01-25 | Siemens Aktiengesellschaft | Ring segment system for gas turbine engines |
US10837300B2 (en) | 2016-11-01 | 2020-11-17 | General Electric Company | Seal pressurization in box shroud |
US10641174B2 (en) | 2017-01-18 | 2020-05-05 | General Electric Company | Rotor shaft cooling |
US10677084B2 (en) | 2017-06-16 | 2020-06-09 | Honeywell International Inc. | Turbine tip shroud assembly with plural shroud segments having inter-segment seal arrangement |
US10900378B2 (en) | 2017-06-16 | 2021-01-26 | Honeywell International Inc. | Turbine tip shroud assembly with plural shroud segments having internal cooling passages |
CN108443236A (zh) * | 2018-03-05 | 2018-08-24 | 清华大学 | 一种压气机静叶角区分离控制装置及其控制方法 |
US10989068B2 (en) | 2018-07-19 | 2021-04-27 | General Electric Company | Turbine shroud including plurality of cooling passages |
US10982559B2 (en) | 2018-08-24 | 2021-04-20 | General Electric Company | Spline seal with cooling features for turbine engines |
US10822986B2 (en) * | 2019-01-31 | 2020-11-03 | General Electric Company | Unitary body turbine shrouds including internal cooling passages |
US10830050B2 (en) | 2019-01-31 | 2020-11-10 | General Electric Company | Unitary body turbine shrouds including structural breakdown and collapsible features |
US10927693B2 (en) | 2019-01-31 | 2021-02-23 | General Electric Company | Unitary body turbine shroud for turbine systems |
US11035251B2 (en) * | 2019-09-26 | 2021-06-15 | General Electric Company | Stator temperature control system for a gas turbine engine |
US11098612B2 (en) * | 2019-11-18 | 2021-08-24 | Raytheon Technologies Corporation | Blade outer air seal including cooling trench |
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CN114320488A (zh) * | 2021-10-20 | 2022-04-12 | 中国航发四川燃气涡轮研究院 | 航空发动机涡轮导向器叶片缘板的封严结构 |
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US4573865A (en) * | 1981-08-31 | 1986-03-04 | General Electric Company | Multiple-impingement cooled structure |
US5538393A (en) * | 1995-01-31 | 1996-07-23 | United Technologies Corporation | Turbine shroud segment with serpentine cooling channels having a bend passage |
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US6146091A (en) * | 1998-03-03 | 2000-11-14 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Gas turbine cooling structure |
EP1124039A1 (de) * | 2000-02-09 | 2001-08-16 | General Electric Company | Vorrichtung zur Prallkühlung des Deckbandes in einer Gasturbine |
US6354795B1 (en) * | 2000-07-27 | 2002-03-12 | General Electric Company | Shroud cooling segment and assembly |
US6779597B2 (en) * | 2002-01-16 | 2004-08-24 | General Electric Company | Multiple impingement cooled structure |
US6702550B2 (en) * | 2002-01-16 | 2004-03-09 | General Electric Company | Turbine shroud segment and shroud assembly |
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US7306424B2 (en) * | 2004-12-29 | 2007-12-11 | United Technologies Corporation | Blade outer seal with micro axial flow cooling system |
CA2644099C (en) * | 2006-03-02 | 2013-12-31 | Ihi Corporation | Impingement cooled structure |
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US7740444B2 (en) * | 2006-11-30 | 2010-06-22 | General Electric Company | Methods and system for cooling integral turbine shround assemblies |
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