WO2009103671A1 - Gasturbine mit verbesserter kühlarchitektur - Google Patents

Gasturbine mit verbesserter kühlarchitektur Download PDF

Info

Publication number
WO2009103671A1
WO2009103671A1 PCT/EP2009/051763 EP2009051763W WO2009103671A1 WO 2009103671 A1 WO2009103671 A1 WO 2009103671A1 EP 2009051763 W EP2009051763 W EP 2009051763W WO 2009103671 A1 WO2009103671 A1 WO 2009103671A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
cooling
shell
machine according
thermal
thermal machine
Prior art date
Application number
PCT/EP2009/051763
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Hartmut Hähnle
Russell Bond Jones
Gregory Vogel
Remigi Tschuor
Original Assignee
Alstom Technology Ltd
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Alstom Technology Ltd filed Critical Alstom Technology Ltd
Priority to EP09713405.0A priority Critical patent/EP2242915B1/de
Priority to AU2009216788A priority patent/AU2009216788B2/en
Publication of WO2009103671A1 publication Critical patent/WO2009103671A1/de
Priority to US12/857,171 priority patent/US8413449B2/en

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/023—Transition ducts between combustor cans and first stage of the turbine in gas-turbine engines; their cooling or sealings
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
    • F01D25/12—Cooling
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/201—Heat transfer, e.g. cooling by impingement of a fluid
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/221—Improvement of heat transfer
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/221—Improvement of heat transfer
    • F05D2260/2212—Improvement of heat transfer by creating turbulence
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/221—Improvement of heat transfer
    • F05D2260/2214—Improvement of heat transfer by increasing the heat transfer surface
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/221—Improvement of heat transfer
    • F05D2260/2214—Improvement of heat transfer by increasing the heat transfer surface
    • F05D2260/22141—Improvement of heat transfer by increasing the heat transfer surface using fins or ribs
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
    • F23R2900/03045—Convection cooled combustion chamber walls provided with turbolators or means for creating turbulences to increase cooling

Definitions

  • the present invention relates to the field of thermal machines. It relates to a thermal machine according to the preamble of claim 1.
  • Gas turbines such as those offered by the applicant under, for example, the type designation GT13E2 are operated with an annular combustion chamber.
  • the combustion itself is preferably, but not exclusively, via premix burners (hereinafter referred to as burners for short), as they emerge, for example, from EP-A1-321 809 or EP-A1-704 657, these publications and the publications derived therefrom
  • the gas turbine 10 illustrated in FIG. 1 has a turbine housing 11, which encloses a plenum 14 filled with compressed combustion air in the region of the combustion chamber 15. Concentrically around the central rotor 12 around the plenum 14, the annular combustion chamber 15 is arranged, which merges into a hot gas duct 22. The space is bounded inwardly by an inner shell 21 'and outwardly by an outer shell 21. Inner shell 21 'and outer shell 21 are each in one
  • Dividing plane divided into upper part and a lower part.
  • Upper part and lower part of inner and outer shell 21 ', 21 are connected in the parting plane so that an annular space is formed, which directs the hot gas generated by the burners 16 on the blades 13 of the turbine.
  • the parting line is required for assembly and disassembly of the machine.
  • the combustion chamber 15 itself is lined with special wall segments 17.
  • Inner and outer shell 21 ', 21 are convectively cooled in the embodiment described.
  • cooling air which enters the plenum 14 coming from the compressor as a compressor air flow 23, flows primarily in the opposite direction of flow of the hot gas in the hot gas duct 22 From the plenum 14 from this cooling air then flows through an outer and inner cooling channel 20 and 20 ', which cooling channels through the shells 21, 21 'are formed at a distance surrounding cooling shirts 19, 19'.
  • the cooling air flows in the cooling channels 20, 20 'along the shells 21, 21' in the direction of the combustion chamber hood surrounding the combustion chamber 15. There, the air is then available to the burners 16 as combustion air.
  • the hot gas flows to the turbine (blades 13) and thereby along the hot gas side surfaces of the inner and outer shell 21 ', 21.
  • the flow along these surfaces is not homogeneous, but is influenced by the arrangement of the burner 16th
  • Inner and outer shell 21 ', 21 are loaded both thermally and mechanically. These loads, also in connection with the mode of operation, determine the service life of the inner and outer shell 21 ', 21 and the resulting inspection intervals.
  • the above-mentioned non-uniformities of the flow occur both on the hot gas side and on the cooling air side.
  • the hot gas side nonuniformities result primarily from the burner assembly.
  • the cooling air side irregularities are primarily caused by internals in the cooling channels 20, 20 '. Presentation of the invention
  • the object is solved by the entirety of the features of claim 1. It is essential for the invention that this uniformity is achieved by an intervention in the cooling, in order to compensate for local irregularities in the thermal load of the shell or in the flow of the cooling medium in the cooling channeldehemd respectively corresponding local deviations in the leadership of the cooling medium flow having. As a result, the cooling can be locally enhanced in a simple manner in order to reduce corresponding local thermal overloads.
  • An embodiment of the invention is characterized in that on the outside of the shell in the cooling channel protruding internals are present, and that caused by the internals local constriction of the cooling channel is compensated by a corresponding local Kontuherung thedehemds.
  • the local contouring of the cooling skirt may include a dome extending in the cooling jacket over the region of the internals and projecting outwards.
  • Another embodiment of the invention provides that to compensate for a occurring at a certain place, increased thermal stress on the shell or to compensate for a caused by internals local constriction of the cooling channel at this location means for introducing additional cooling air in the Cooling channel are provided, wherein, when the cooling jacket is acted upon on the outside of under elevated pressure cooling medium, the means for introducing additional cooling air into the cooling channel preferably comprise cooling openings in the cooling jacket.
  • the thermal engine in question may be a gas turbine having a combustion chamber and the hot gas passage from the combustion chamber leading to a first series of blades.
  • the combustion chamber may be annular and separable in a parting plane, wherein the hot gas channel is delimited by an outer shell and an inner shell, and by an appropriate inner and outerdehemd an inner and outer cooling channel is formed.
  • the gas turbine comprises a compressor for compressing sucked combustion air, wherein the output of the compressor communicates with a plenum, and the combustion chamber is arranged with the adjoining hot gas channel and the adjacent cooling channels in plenum and surrounded by the plenum that compressed air from the Plenum against the hot gas flow in the hot gas channel through the cooling channels flows to the combustion chamber arranged burners.
  • the burners may advantageously be designed as premix burners, in particular as double-cone burners.
  • FIG. 1 shows the longitudinal section through a cooled annular combustion chamber of a gas turbine according to the prior art.
  • FIG. 2 shows in several subfigures 2A to 2D a cooling channel without internal obstacles with a local (dome-like) adaptation ineredhemd (Figure 2A) according to an embodiment of the invention, and without adaptation (Figure 2B), as well as one with ribs equipped cooling channel with a local (Dom-like) adaptation ineredhemd according to another embodiment of the invention ( Figure 2C), and without adaptation (Figure 2D).
  • FIG. 3 shows in several subfigures 3A to 3D a cooling channel with internal internals with a local (dome-like) adaptation ineredhemd according to another embodiment of the invention, as seen in the flow direction (Fig. 3A) and transverse to the flow direction (Fig. 3B ), as well as the arrangement according to FIG. 3A, B with additional cooling air supply according to another exemplary embodiment of the invention, seen in the flow direction (FIG. 3C) and transversely to the flow direction (FIG. 3D);
  • FIG. 4 shows a perspective side view of a cooling shirt divisible in a parting plane for a gas turbine annular combustion chamber with local adaptations according to another exemplary embodiment of the invention
  • FIG. 5 shows an enlarged detail of the cooling jacket from FIG. 4 with a ring segment having the local adaptations
  • the cooling channel cross section is defined by the existing contour of the inner or outer shell and a modified, i. adapted in shape of cooling air sheets (cooling shirts), which are mounted on the inner and outer shell.
  • a cooling channel formed between the shell 21 and the cooling jacket 19 is shown in cross-section transverse to the flow direction of the cooling air 24 and the hot gas flowing in the opposite direction 25, which has a constant in the illustrated section flow cross-section.
  • a local change of the flow cross section can now be brought about by providing the cooling jacket (locally) with a bulge in the form of a dome 26. Due to the dome 26, which can extend over a greater length in the flow direction (perpendicular to the plane of the drawing) (see FIGS. 3B and 3D), there results a local enlargement of the cooling channel cross section, which leads to a locally improved cooling and thus to the reduction of one can contribute to this increased thermal stress occurring.
  • Such a step is particularly suitable when ribs 27, which project inwards in the cooling channel 20, are present on the outside of the shell 21 as obstacles.
  • Such a local dome 26 lends itself to the local improvement of the cooling in particular if - as shown in FIGS. 3A and 3B - special, the cooling flow obstructing internals 28 in the cooling channel 20 are present.
  • the dome 26 is then conveniently adapted in width and length to the disabling internals 28.
  • cooling air 29 can be guided through corresponding openings in the cooling jacket 19 to the critical location. For this purpose, it is necessary that on the outside of thedehemdes cooling air under higher pressure, in particular from the surrounding plenum 14, is available.
  • FIGS. 4 to 6 show, in a perspective side view, a cooling jacket 19 (divisible in a parting plane 31, outer) for a gas turbine annular combustion chamber with local adaptations according to another exemplary embodiment of the invention.
  • the cooling jacket 19 is composed of a plurality of similar segments 30.
  • a selected segment 32 is provided, which has local modifications to optimize the cooling.
  • this selected segment 32 which adjoins the dividing plane 31 and comprises a corresponding connection strip 33, is equipped on the one hand with an elongated dome 26.
  • cooling openings 35 and 34 are arranged in the segment sheet through which - analogous to Fig. 3C and 3D - additional cooling air can enter from outside into the cooling channel.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

Eine thermische Maschine, insbesondere Gasturbine, umfasst einen durch eine Schale (21) nach aussen begrenzten Heissgaskanal, wobei zur konvektiven Kühlung durch ein Kühlmedium, insbesondere Kühlluft (24), auf der Aussenseite der Schale (21) ein Kühlkanal (20) ausgebildet ist, der durch die Schale (21) und ein die Schale (21) aussen umgebendes Kühlhemd (19) gebildet wird. Bei einer solchen Maschine wird die Lebensdauer dadurch verlängert, dass zum Ausgleich von lokalen Ungleichmässigkeiten in der thermischen Belastung der Schale (21) bzw. in der Strömung des Kühlmediums im Kühlkanal (20) das Kühlhemd (19) entsprechende lokale Abweichungen (26) in der Führung der Kühlmediumsströmung aufweist.

Description

GASTURBINE MIT VERBESSERTER KÜHLARCHITEKTUR
Technisches Gebiet
Die vorliegende Erfindung bezieht sich auf das Gebiet der thermischen Maschinen. Sie betrifft eine thermische Maschine gemäss dem Oberbegriff des Anspruchs 1.
Stand der Technik
Gasturbinen, wie sie von der Anmelderin beispielsweise unter anderen unter der Typenbezeichnung GT13E2 angeboten werden, werden mit einer Ringbrennkammer betrieben. Die Verbrennung selbst geschieht vorzugsweise, aber nicht ausschliesslich über Vormischbrenner (im folgenden kurz Brenner genannt), wie sie beispielsweise aus EP-A1 -321 809 oder EP-A1 -704 657 hervorgehen, wobei diese Druckschriften und die davon abgeleiteten
Weiterentwicklung dieser Vormischbrenner einen integrierenden Bestandteil dieser Anmeldung sind. Eine solche Ringbrennkammer geht beispielsweise aus DE-A1 -196 44 378 hervor, welche in der Fig. 1 dieser Anmeldung ausschnittweise wiedergegeben ist. Die in Fig. 1 dargestellte Gasturbine 10 hat ein Turbinengehäuse 11 , welches im Bereich der Brennkammer 15 ein mit verdichteter Verbrennungsluft gefülltes Plenum 14 umschliesst. Konzentrisch um den zentralen Rotor 12 herum ist im Plenum 14 die ringförmige Brennkammer 15 angeordnet, die in einen Heissgaskanal 22 übergeht. Der Raum wird nach innen durch eine innere Schale 21 ' und nach aussen durch eine äussere Schale 21 begrenzt. Inner Schale 21 ' und äussere Schale 21 sind jeweils in einer
Trennebene in Oberteil und ein Unterteil aufgeteilt. Oberteil und Unterteil von innerer und äusserer Schale 21 ', 21 sind in der Trennebene so verbunden, dass ein Ringraum gebildet wird, der das von den Brennern 16 erzeugte Heissgas auf die Laufschaufeln 13 der Turbine leitet. Die Trennebene ist zur Montage und Demontage der Maschine erforderlich. Die Brennkammer 15 selbst ist mit speziellen Wandsegmenten 17 ausgekleidet.
Innere und äussere Schale 21 ', 21 sind in der beschriebenen Ausführung konvektiv gekühlt. Dabei strömt Kühlluft, die als Verdichterluftstrom 23 vom Verdichter kommend in das Plenum 14 eintritt, vornehmlich in entgegengesetzter Strömungsrichtung des Heissgases im Heissgaskanal 22 Vom Plenum 14 aus strömt diese Kühlluft dann durch einen äusseren und inneren Kühlkanal 20 bzw. 20' weiter, welche Kühlkanäle durch die Schalen 21 , 21 ' im Abstand umgebende Kühlhemden 19, 19' gebildet werden. Die Kühlluft strömt in den Kühlkanälen 20, 20' entlang den Schalen 21 , 21 ' in Richtung der die Brennkammer 15 umgebenden Brennkammerhaube 18. Dort steht die Luft dann den Brennern 16 als Verbrennungsluft zur Verfügung.
Von den Brennern 16 strömt das Heissgas zur Turbine (Laufschaufeln 13) und dabei entlang der heissgasseitigen Oberflächen der inneren und äusseren Schale 21 ', 21. Die Strömung entlang dieser Oberflächen ist dabei jedoch nicht homogen, sondern wird beeinflusst durch die Anordnung der Brenner 16.
Innere und äussere Schale 21 ', 21 sind sowohl thermisch als auch mechanisch belastet. Diese Belastungen sind, auch im Zusammenhang mit der Betriebsweise, bestimmend für die Lebensdauer von innerer und äusserer Schale 21 ', 21 und für die daraus resultierenden Inspektionsintervalle. Die oben angesprochenen Ungleichförmigkeiten der Strömung treten sowohl auf der Heissgasseite als auch auf der Kühlluftseite auf. Die heissgasseitigen Ungleichförmigkeiten resultieren in erster Linie aus der Brenneranordnung. Die kühlluftseitigen Ungleichförmigkeiten werden vorrangig durch Einbauten in den Kühlkanälen 20, 20' verursacht. Darstellung der Erfindung
Es ist nun Aufgabe der Erfindung, eine thermische Maschine, insbesondere Gasturbine, so zu gestalten, dass die Belastung der thermisch besonders beaufschlagten Anlagenteile vergleichmässigt wird und dadurch die Lebensdauer der Anlage insgesamt verlängert wird.
Die Aufgabe wird durch die Gesamtheit der Merkmale des Anspruchs 1 gelöst. Wesentlich für die Erfindung ist, dass diese Vergleichmässigung durch einen Eingriff in die Kühlung erreicht wird, indem zum Ausgleich von lokalen Ungleichmässigkeiten in der thermischen Belastung der Schale bzw. in der Strömung des Kühlmediums im Kühlkanal das Kühlhemd jeweils entsprechende lokale Abweichungen in der Führung der Kühlmediumsströmung aufweist. Hierdurch kann auf einfache Weise die Kühlung lokal verstärkt werden, um entsprechende lokale thermische Mehrbelastungen abzubauen.
Eine Ausgestaltung der Erfindung zeichnet sich dadurch aus, dass auf der Aussenseite der Schale in den Kühlkanal hineinragende Einbauten vorhanden sind, und dass die durch die Einbauten verursachte lokale Verengung des Kühlkanals durch eine entsprechende lokale Kontuherung des Kühlhemds kompensiert wird.
Insbesondere kann die lokale Konturierung des Kühlhemds einen sich über den Bereich der Einbauten erstreckenden, nach aussen wölbenden Dom im Kühlhemd umfassen.
Eine andere Ausgestaltung der Erfindung sieht vor, dass zum Ausgleich einer an einem bestimmten Ort auftretenden, erhöhten thermischen Belastung der Schale oder zum Ausgleich einer durch Einbauten verursachten lokalen Verengung des Kühlkanals an diesem Ort Mittel zum Einführen von zusätzlicher Kühlluft in den Kühlkanal vorgesehen sind, wobei, wenn das Kühlhemd auf der Aussenseite von unter erhöhtem Druck stehenden Kühlmedium beaufschlagt ist, die Mittel zum Einführen von zusätzlicher Kühlluft in den Kühlkanal vorzugsweise Kühlöffnungen im Kühlhemd umfassen.
Insbesondere kann die betreffende thermische Maschine eine Gasturbine mit einer Brennkammer sein, und der Heissgaskanal von der Brennkammer zu einer ersten Reihe von Laufschaufeln führen. Darüber hinaus kann die Brennkammer ringförmig ausgebildet und in einer Trennebene auftrennbar sein, wobei der Heissgaskanal durch eine äussere Schale und eine innere Schale begrenzt wird, und durch ein entsprechendes inneres und äusseres Kühlhemd ein innerer und äusserer Kühlkanal ausgebildet wird.
Vorzugsweise umfasst die Gasturbine einen Verdichter zur Verdichtung angesaugter Verbrennungsluft, wobei der Ausgang des Verdichters mit einem Plenum in Verbindung steht, und die Brennkammer mit dem daran anschliessenden Heissgaskanal und den angrenzenden Kühlkanälen so im Plenum angeordnet und vom Plenum umgeben ist, dass verdichtete Luft aus dem Plenum entgegen dem Heissgasstrom im Heissgaskanal durch die Kühlkanäle zu an der Brennkammer angeordneten Brennern strömt. Darüber hinaus können die Brenner mit Vorteil als Vormischbrenner, insbesondere als Doppelkegelbrenner, ausgebildet sein.
Kurze Erläuterung der Figuren
Die Erfindung soll nachfolgend anhand von Ausführungsbeispielen im Zusammenhang mit der Zeichnung näher erläutert werden. Alle für das unmittelbare Verständnis der Erfindung nicht erforderlichen Elemente sind weggelassen worden. Gleiche Teile sind in den verschiedenen Figuren mit den gleichen Bezugszeichen versehen. Die Strömungsrichtung der Medien ist mit Pfeilen angegeben. Es zeigen
Fig. 1 den Längsschnitt durch eine gekühlte Ringbrennkammer einer Gasturbine nach dem Stand der Technik;
Fig. 2 in mehreren Teilfiguren 2A bis 2D einen Kühlkanal ohne innen liegende Hindernisse mit einer lokalen (Dom-artigen) Anpassung im Kühlhemd (Fig. 2A) gemäss einem Ausführungsbeispiel der Erfindung, und ohne Anpassung (Fig. 2B), sowie einen mit Rippen ausgestatteten Kühlkanal mit einer lokalen (Dom-artigen) Anpassung im Kühlhemd gemäss einem anderen Ausführungsbeispiel der Erfindung (Fig. 2C), und ohne Anpassung (Fig. 2D);
Fig. 3 in mehreren Teilfiguren 3A bis 3D einen Kühlkanal mit innen liegenden Einbauten mit einer lokalen (Dom-artigen) Anpassung im Kühlhemd gemäss einem weiteren Ausführungsbeispiel der Erfindung, in Strömungsrichtung gesehen (Fig. 3A) und quer zur Strömungsrichtung gesehen (Fig. 3B), sowie die Anordnung gemäss Fig. 3A,B mit zusätzlicher Kühlluftzuführung gemäss einem anderen Ausführungsbeispiel der Erfindung, in Strömungsrichtung gesehen (Fig. 3C) und quer zur Strömungsrichtung gesehen (Fig. 3D);
Fig. 4 in einer perspektivischen Seitenansicht ein in einer Trennebene teilbares Kühlhemd für eine Gasturbinen-Ringbrennkammer mit lokalen Anpassungen gemäss einem anderen Ausführungsbeispiel der Erfindung; Fig. 5 einen vergrösserten Ausschnitt des Kühlhemds aus Fig. 4 mit einem die lokalen Anpassungen aufweisenden Ringsegment; und
Fig. 6 für sich genommen das die lokalen Anpassungen aufweisenden
Ringsegment aus Fig. 5.
Wege zur Ausführung der Erfindung
Im Rahmen der Erfindung wird die Verteilung der Kühlluft durch ein (lokales)
Anpassen des Kühlkanal-Querschnittverlaufs im Zusammenspiel mit im Kühlkanal vorhandenen Einbauten so beeinflusst, dass sich eine lokale Anpassung des Kühlluftmassenstromes bzw. eine lokale Anpassung des Wärmeüberganges zwischen Schale und Kühlluft einstellt. Der Kühlkanalquerschnitt ist dabei definiert durch die bestehende Kontur der inneren bzw. äusseren Schale und eine modifizierte, d.h. in ihrer Form angepasste Kontuherung der Kühlluftbleche (Kühlhemden), welche auf der inneren bzw. äusseren Schale montiert sind.
In Fig. 2B ist im Schnitt quer zur Strömungsrichtung der Kühlluft 24 und des in entgegengesetzter Richtung strömenden Heissgases 25 ein zwischen der Schale 21 und dem Kühlhemd 19 gebildeter Kühlkanal gezeigt, der einen im dargestellten Ausschnitt konstanten Strömungsquerschnitt aufweist. Gemäss einem Ausführungsbeispiel der Erfindung kann nun eine lokale Veränderung des Strömungsquerschnitts dadurch herbeigeführt werden, dass das Kühlhemd (lokal) mit einer Ausbeulung in Form eines Doms 26 versehen wird. Durch den Dom 26, der sich in Strömungsrichtung (senkrecht zur Zeichenebene) über eine grossere Länge erstrecken kann (siehe Fig. 3B und 3D), ergibt sich eine lokale Vergrösserung des Kühlkanalquerschnitts, die zu einer lokal verbesserten Kühlung führt und damit zum Abbau einer an dieser Stelle auftretenden erhöhten thermischen Belastung beitragen kann. Ein solcher Schritt (von Fig. 2D zu Fig. 2C) bietet sich insbesondere dann an, wenn im Kühlkanal 20 als Hindernisse nach innen ragende Rippen 27 an der Aussenseite der Schale 21 vorhanden sind.
Ein solcher lokaler Dom 26 bietet sich zur lokalen Verbesserung der Kühlung insbesondere dann an, wenn - wie in Fig. 3A und 3B gezeigt - spezielle, die Kühlströmung behindernde Einbauten 28 im Kühlkanal 20 vorhanden sind. Der Dom 26 ist dann zweckmässigerweise in Breite und Länge an die behindernden Einbauten 28 angepasst.
Zusätzlich oder alternativ zu der Dom-artigen lokalen Erweiterung (26) des Kühlkanals 20 kann aber auch gemäss Fig. 3C und 3D zusätzliche Kühlluft 29 durch entsprechende Öffnungen im Kühlhemd 19 an die kritische Stelle geführt werden. Hierzu ist es erforderlich dass an der Aussenseite des Kühlhemdes Kühlluft unter höherem Druck, insbesondere aus dem umgebenden Plenum 14, zur Verfügung steht.
In Fig. 4 bis 6 ist in einer perspektivischen Seitenansicht ein (in einer Trennebene 31 teilbares, äusseres) Kühlhemd 19 für eine Gasturbinen-Ringbrennkammer mit lokalen Anpassungen gemäss einem anderen Ausführungsbeispiel der Erfindung wiedergegeben. Das Kühlhemd 19 setzt sich zusammen aus einer Mehrzahl von gleichartigen Segmenten 30. In unmittelbarere Nähe der Trennebene 31 ist jeweils ein ausgewähltes Segment 32 vorgesehen, welches lokale Modifikationen zur Optimierung der Kühlung aufweist. Wie insbesondere in Fig. 5 und 6 zu erkennen ist, ist dieses ausgewählte Segment 32, das an die Trennebene 31 angrenzt und einen entsprechenden Anschlussstreifen 33 umfasst, einerseits mit einem länglichen Dom 26 ausgestattet. Andererseits sind sowohl innerhalb des Domes 26 als auch in einer Verlängerungslinie des Domes 26 Kühlöffnungen 35 bzw. 34 im Segmentblech angeordnet, durch die - analog zu Fig. 3C und 3D - zusätzliche Kühlluft von aussen in den Kühlkanal eintreten kann. Weiterhin ist es im Rahmen der Erfindung denkbar, die Geometrie der Rippen 27 bzw. der Einbauten 28, insbesondere auch in Kombination mit Modifikationen des Kühlhemds und mit Kühlöffnungen für den Eintritt zusätzlicher Kühlluft, selbst zu ändern.
Bezugszeichenliste
10 Gasturbine
11 Turbinengehäuse
12 Rotor
13 Laufschaufel
14 Plenum
15 Brennkammer
16 Brenner
17 Wandsegment
18 Brennkammerhaube
19 äusseres Kühlhemd
19' inneres Kühlhemd
20 äusserer Kühlkanal
20' innerer Kühlkanal
21 äussere Schale (Heissgaskanal)
21 ' innere Schale (Heissgaskanal)
22 Heissgaskanal
23 Verd ichterl uftstrom
24 Kühlluft
25 Heissgas
26 Dom (Kühlhemd)
27 Rippe
28 Einbauten
29 zusätzliche Kühlluft
30,32 Segment (Kühlhemd)
31 Trennebene
33 Anschlussstreifen
34,35 Kühlöffnung

Claims

Patentansprüche
1. Thermische Maschine, insbesondere Gasturbine (10), welche einen durch eine Schale (21 , 21 ') nach aussen begrenzten Heissgaskanal (22) umfasst, wobei zur konvektiven Kühlung durch ein Kühlmedium, insbesondere Kühlluft (24), auf der Aussenseite der Schale (21 , 21 ') ein Kühlkanal (20, 20') ausgebildet ist, der durch die Schale (21 , 21 ') und ein die Schale (21 , 21 ') aussen umgebendes Kühlhemd (19, 19') gebildet wird, dadurch gekennzeichnet, dass zum Ausgleich von lokalen Ungleichmässigkeiten in der thermischen Belastung der Schale (21 , 21 ') bzw. in der Strömung des Kühlmediums im Kühlkanal (20, 20') das Kühlhemd (19, 19') entsprechende lokale Abweichungen (26; 34, 35) in der Führung der Kühlmediumsströmung aufweist.
2. Thermische Maschine nach Anspruch 1 , dadurch gekennzeichnet, dass auf der Aussenseite der Schale (21 , 21 ') in den Kühlkanal (20, 20') hineinragende Einbauten (28) vorhanden sind, und dass die durch die Einbauten (28) verursachte lokale Verengung des Kühlkanals (20, 20') durch eine entsprechende lokale Konturierung des Kühlhemds (19, 19') kompensiert wird.
3. Thermische Maschine nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, dass die lokale Konturierung des Kühlhemds (19, 19') einen sich über den Bereich der Einbauten (28) erstreckenden, nach aussen wölbenden Dom (26) im
Kühlhemd (19, 19') umfasst.
4. Thermische Maschine nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass zum Ausgleich einer an einem bestimmten Ort auftretenden, erhöhten thermischen Belastung der Schale (21 , 21 ') oder zum Ausgleich einer durch
Einbauten (28) verursachten lokalen Verengung des Kühlkanals (20, 20') an diesem Ort Mittel (34, 35) zum Einführen von zusätzlicher Kühlluft (29) in den Kühlkanal (20, 20') vorgesehen sind.
5. Thermische Maschine nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, dass das Kühlhemd (19, 19') auf der Aussenseite von unter erhöhtem Druck stehenden Kühlmedium beaufschlagt ist, und dass die Mittel zum Einführen von zusätzlicher Kühlluft (29) in den Kühlkanal (20, 20') Kühlöffnungen (34, 35) im Kühlhemd (19, 19') umfassen.
6. Thermische Maschine nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, dass die thermische Maschine eine Gasturbine (10) mit einer Brennkammer (15) ist, und dass der Heissgaskanal (22) von der Brennkammer (15) zu einer ersten Reihe von Laufschaufeln (13) führt.
7. Thermische Maschine nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, dass die Brennkammer (15) ringförmig ausgebildet und in einer Trennebene (31 ) auftrennbar ist, dass der Heissgaskanal (22) durch eine äussere Schale (21 ) und eine innere Schale (21 ') begrenzt wird, und dass durch ein entsprechendes inneres und äusseres Kühlhemd (19 bzw. 19') ein innerer und äusserer Kühlkanal (20 bzw. 20') ausgebildet wird.
8. Thermische Maschine nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, dass die Gasturbine (10) einen Verdichter zur Verdichtung angesaugter Verbrennungsluft umfasst, dass der Ausgang des Verdichters mit einem Plenum (14) in Verbindung steht, und dass die Brennkammer (15) mit dem daran anschliessenden Heissgaskanal (22) und den angrenzenden Kühlkanälen (20, 20') so im Plenum (14) angeordnet und vom Plenum (14) umgeben ist, dass verdichtete Luft aus dem Plenum (14) entgegen dem Heissgasstrom im Heissgaskanal (22) durch die Kühlkanäle (20, 20') zu an der Brennkammer (15) angeordneten Brennern (16) strömt.
9. Thermische Maschine nach einem der Ansprüche 1 -8, dadurch gekennzeichnet, dass die Brenner (16) als Vormischbrenner ausgebildet sind.
10. Thermische Maschine nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, dass der Vormischbrenner (16) aus mindestens zwei hohlen in Strömungsrichtung ineinandergeschachtelten sich zu einem Körper ergänzenden Teilkegelschalen besteht, dass der Querschnitt des durch die hohlen Teilkegelschalen gebildeten Innenraumes in Strömungsrichtung zunimmt, dass die jeweiligen Längssymmetrieachsen dieser Teilkegelschalen versetzt zueinander verlaufen, dergestalt, dass die benachbarten Wandungen der Teilkegelschalen in deren Längserstreckung tangentiale Schlitze oder Kanäle für die Einströmung eines Verbrennungsluftstromes in den von den Teilkegelschalen gebildeten Innenraum bilden.
11. Thermische Maschine nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, dass der Vormischbrenner (16) aus mindestens zwei hohlen in Strömungsrichtung ineinandergeschachtelten sich zu einem Körper ergänzenden Teilschalen besteht, dass der Querschnitt des durch die hohlen Teilschalen gebildeten Innenraumes in Strömungsrichtung zylindrisch oder quasi-zylindrisch verläuft, dass die jeweiligen Längssymmetrieachsen dieser Teilschalen versetzt zueinander verlaufen, dergestalt, dass die benachbarten Wandungen der Teilschalen in deren Längserstreckung tangentiale Schlitze oder Kanäle für die Einströmung eines Verbrennungsluftstromes in den von den Teilschalen gebildeten Innenraum bilden, und dass der Innenraum einen Innenkörper aufweist, dessen Querschnitt in Strömungsrichtung abnimmt.
12. Thermische Maschine nach Anspruch 11 , dadurch gekennzeichnet, dass der Innenkörper in Strömungsrichtung kegelförmig oder quasi-kegelförmig abnimmt
13. Thermische Maschine nach einem der Ansprüche 10-12, dadurch gekennzeichnet, dass in einem Übergangsbereich zwischen einem zum Vormischbrenner (16) gehörenden Drallerzeuger und einem nachgeschalteten Mischrohr Übergangskanäle zur Überführung einer im
Drallerzeuger gebildeten Strömung in den stromab der Übergangskanäle nachgeschalteten Durchflussquerschnitt des Mischrohres aufweist.
14. Thermische Maschine nach einem der Ansprüche 10-13, dadurch gekennzeichnet, dass die Anzahl der Übergangskanäle derjenigen der
Teilkegelschalen resp. Teilschalen entspricht
PCT/EP2009/051763 2008-02-20 2009-02-16 Gasturbine mit verbesserter kühlarchitektur WO2009103671A1 (de)

Priority Applications (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP09713405.0A EP2242915B1 (de) 2008-02-20 2009-02-16 Gasturbine mit verbesserter kühlarchitektur
AU2009216788A AU2009216788B2 (en) 2008-02-20 2009-02-16 Gas turbine having an improved cooling architecture
US12/857,171 US8413449B2 (en) 2008-02-20 2010-08-16 Gas turbine having an improved cooling architecture

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CH2442008 2008-02-20
CH00244/08 2008-02-20

Related Child Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
US12/857,171 Continuation US8413449B2 (en) 2008-02-20 2010-08-16 Gas turbine having an improved cooling architecture

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2009103671A1 true WO2009103671A1 (de) 2009-08-27

Family

ID=39721936

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/EP2009/051763 WO2009103671A1 (de) 2008-02-20 2009-02-16 Gasturbine mit verbesserter kühlarchitektur

Country Status (5)

Country Link
US (1) US8413449B2 (de)
EP (1) EP2242915B1 (de)
AU (1) AU2009216788B2 (de)
MY (1) MY154620A (de)
WO (1) WO2009103671A1 (de)

Families Citing this family (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9085981B2 (en) * 2012-10-19 2015-07-21 Siemens Energy, Inc. Ducting arrangement for cooling a gas turbine structure
KR101556532B1 (ko) * 2014-01-16 2015-10-01 두산중공업 주식회사 냉각슬리브를 포함하는 라이너, 플로우슬리브 및 가스터빈연소기
US9897318B2 (en) 2014-10-29 2018-02-20 General Electric Company Method for diverting flow around an obstruction in an internal cooling circuit
WO2017058155A1 (en) * 2015-09-29 2017-04-06 Siemens Aktiengesellschaft Impingement cooling arrangement for gas turbine transition ducts
US10228135B2 (en) * 2016-03-15 2019-03-12 General Electric Company Combustion liner cooling
US10598380B2 (en) * 2017-09-21 2020-03-24 General Electric Company Canted combustor for gas turbine engine
US10697634B2 (en) 2018-03-07 2020-06-30 General Electric Company Inner cooling shroud for transition zone of annular combustor liner

Citations (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3652181A (en) * 1970-11-23 1972-03-28 Carl F Wilhelm Jr Cooling sleeve for gas turbine combustor transition member
DE2356722A1 (de) * 1973-11-10 1975-05-22 Avco Corp Verbesserte leitungswand und rueckfluss-kompressor, der dieselbe aufweist
EP0239020A2 (de) * 1986-03-20 1987-09-30 Hitachi, Ltd. Gasturbinenbrennkammer
EP0284819A2 (de) * 1987-04-01 1988-10-05 Westinghouse Canada Inc. Zwangskühlung für einen Gasturbineneinlasskanal
EP0321809A1 (de) * 1987-12-21 1989-06-28 BBC Brown Boveri AG Verfahren für die Verbrennung von flüssigem Brennstoff in einem Brenner
EP0599055A1 (de) * 1992-11-27 1994-06-01 Asea Brown Boveri Ag Gasturbinenbrennkammer
DE19644378A1 (de) * 1996-10-25 1998-04-30 Asea Brown Boveri Kühlluft-Versorgungssystem einer axial durchströmten Gasturbine
US6018950A (en) * 1997-06-13 2000-02-01 Siemens Westinghouse Power Corporation Combustion turbine modular cooling panel
EP1207273A2 (de) * 2000-11-20 2002-05-22 General Electric Company Aerodynamische Vorrichtung zur Verbesserung der Seitenteilkühlung eines prallgekühlten Turbineneinlasskanales und Verfahren dafür
JP2003286863A (ja) * 2002-03-29 2003-10-10 Hitachi Ltd ガスタービン燃焼器及びガスタービン燃焼器の冷却方法
EP1482246A1 (de) * 2003-05-30 2004-12-01 Siemens Aktiengesellschaft Brennkammer
US20070180827A1 (en) * 2006-02-09 2007-08-09 Siemens Power Generation, Inc. Gas turbine engine transitions comprising closed cooled transition cooling channels

Family Cites Families (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5025622A (en) * 1988-08-26 1991-06-25 Sol-3- Resources, Inc. Annular vortex combustor
US5024058A (en) * 1989-12-08 1991-06-18 Sundstrand Corporation Hot gas generator
CH682952A5 (de) * 1991-03-12 1993-12-15 Asea Brown Boveri Brenner für eine Vormischverbrennung eines flüssigen und/oder gasförmigen Brennstoffes.
FR2714152B1 (fr) * 1993-12-22 1996-01-19 Snecma Dispositif de fixation d'une tuile de protection thermique dans une chambre de combustion.
DE4435266A1 (de) 1994-10-01 1996-04-04 Abb Management Ag Brenner
GB2326706A (en) * 1997-06-25 1998-12-30 Europ Gas Turbines Ltd Heat transfer structure
GB2328011A (en) * 1997-08-05 1999-02-10 Europ Gas Turbines Ltd Combustor for gas or liquid fuelled turbine
DE10058688B4 (de) * 2000-11-25 2011-08-11 Alstom Technology Ltd. Dämpferanordnung zur Reduktion von Brennkammerpulsationen
US6536201B2 (en) * 2000-12-11 2003-03-25 Pratt & Whitney Canada Corp. Combustor turbine successive dual cooling
DE50212643D1 (de) * 2002-11-22 2008-09-25 Siemens Ag Brennkammer zur Verbrennung eines brennbaren Fluidgemisches
DE102006026969A1 (de) * 2006-06-09 2007-12-13 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Gasturbinenbrennkammerwand für eine mager-brennende Gasturbinenbrennkammer

Patent Citations (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3652181A (en) * 1970-11-23 1972-03-28 Carl F Wilhelm Jr Cooling sleeve for gas turbine combustor transition member
DE2356722A1 (de) * 1973-11-10 1975-05-22 Avco Corp Verbesserte leitungswand und rueckfluss-kompressor, der dieselbe aufweist
EP0239020A2 (de) * 1986-03-20 1987-09-30 Hitachi, Ltd. Gasturbinenbrennkammer
EP0284819A2 (de) * 1987-04-01 1988-10-05 Westinghouse Canada Inc. Zwangskühlung für einen Gasturbineneinlasskanal
EP0321809A1 (de) * 1987-12-21 1989-06-28 BBC Brown Boveri AG Verfahren für die Verbrennung von flüssigem Brennstoff in einem Brenner
EP0599055A1 (de) * 1992-11-27 1994-06-01 Asea Brown Boveri Ag Gasturbinenbrennkammer
DE19644378A1 (de) * 1996-10-25 1998-04-30 Asea Brown Boveri Kühlluft-Versorgungssystem einer axial durchströmten Gasturbine
US6018950A (en) * 1997-06-13 2000-02-01 Siemens Westinghouse Power Corporation Combustion turbine modular cooling panel
EP1207273A2 (de) * 2000-11-20 2002-05-22 General Electric Company Aerodynamische Vorrichtung zur Verbesserung der Seitenteilkühlung eines prallgekühlten Turbineneinlasskanales und Verfahren dafür
JP2003286863A (ja) * 2002-03-29 2003-10-10 Hitachi Ltd ガスタービン燃焼器及びガスタービン燃焼器の冷却方法
EP1482246A1 (de) * 2003-05-30 2004-12-01 Siemens Aktiengesellschaft Brennkammer
US20070180827A1 (en) * 2006-02-09 2007-08-09 Siemens Power Generation, Inc. Gas turbine engine transitions comprising closed cooled transition cooling channels

Also Published As

Publication number Publication date
EP2242915B1 (de) 2018-06-13
AU2009216788B2 (en) 2014-09-25
US20110110761A1 (en) 2011-05-12
EP2242915A1 (de) 2010-10-27
MY154620A (en) 2015-07-15
US8413449B2 (en) 2013-04-09
AU2009216788A1 (en) 2009-08-27

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP2242915A1 (de) Gasturbine mit verbesserter kühlarchitektur
DE602004011859T2 (de) Vorrichtung für die Regelung von Spalten in einer Gasturbine
EP2340397B1 (de) Brennereinsatz für eine gasturbinenbrennkammer und gasturbine
DE10303088B4 (de) Abgasgehäuse einer Wärmekraftmaschine
DE69918988T2 (de) Filmkühlungsstreifen für eine gasturbinenbrennkammer
DE102015112767A1 (de) Brennstoffinjektoranordnungen in Verbrennungsturbinen
EP3087323B1 (de) Brennstoffdüse, brenner mit einer solchen brennstoffdüse, und gasturbine mit einem solchen brenner
EP0718561B1 (de) Brennkammer
DE602004003749T2 (de) Einrichtung zur passiven Regelung der Wärmedehnung eines Turbomaschinengehäuses
EP2307806B1 (de) Brenneranordnung für fluidische brennstoffe und verfahren zum herstellen der brenneranordnung
CH698347A2 (de) Brennstoffdüse mit integriertem Einlassströmungskonditionierer.
EP2242955A1 (de) Gasturbine mit ringförmiger brennkammer
DE2161644A1 (de) Brennkammer für Gasturbinen
EP0854559A1 (de) Rotor eines Turbogenerators mit direkter Gaskühlung
EP2245374B1 (de) Thermische maschine
EP1431662B1 (de) Geschlossen gekühlte Brennkammer für eine Turbine
DE19901422C2 (de) Brennkammer-Kühlstruktur für ein Raketentriebwerk
DE102015113146A1 (de) Systeme und Vorrichtungen im Zusammenhang mit Gasturbinenbrennkammern
EP3143335B1 (de) Brenner für eine verbrennungsmaschine und verbrennungsmaschine
DE3324347C2 (de)
EP1006264B1 (de) Kühlbarer Mantel für eine Turbomaschine
EP3399144A1 (de) Strahltriebwerk mit einer kühleinrichtung
WO2005005785A1 (de) Gekühlte schaufel für eine gasturbine
DE3149761A1 (de) "luftabgabeanordnung fuer ein gasturbinenentriebwerk
DE10233805B4 (de) Ringförmige Brennkammer für eine Gasturbine

Legal Events

Date Code Title Description
121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 09713405

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 2009713405

Country of ref document: EP

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 2009216788

Country of ref document: AU

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: PI 2010003908

Country of ref document: MY

ENP Entry into the national phase

Ref document number: 2009216788

Country of ref document: AU

Date of ref document: 20090216

Kind code of ref document: A