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EP2146054A1 - Axial turbine for a gas turbine - Google Patents

Axial turbine for a gas turbine Download PDF

Info

Publication number
EP2146054A1
EP2146054A1 EP08012960A EP08012960A EP2146054A1 EP 2146054 A1 EP2146054 A1 EP 2146054A1 EP 08012960 A EP08012960 A EP 08012960A EP 08012960 A EP08012960 A EP 08012960A EP 2146054 A1 EP2146054 A1 EP 2146054A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
axial turbine
radial
annular space
curvature
blade
Prior art date
Legal status (The legal status 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 status listed.)
Withdrawn
Application number
EP08012960A
Other languages
German (de)
French (fr)
Inventor
Stefan Braun
Christian Dr. Cornelius
Andreas Dr. Heilos
Olaf Dr. Hein
Thomas Dr. Hofbauer
Annika Juchems
Christian Lerner
Silvio-Ulrich Dr. Martin
Thorsten Mattheis
Ralf Müsgen
Eckart Dr. Schumann
Rostislav Dr. Teteruk
Adam Zimmermann
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Siemens AG
Original Assignee
Siemens AG
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 Siemens AG filed Critical Siemens AG
Priority to EP08012960A priority Critical patent/EP2146054A1/en
Priority to JP2011517874A priority patent/JP5260740B2/en
Priority to CN200980128055.8A priority patent/CN102099548B/en
Priority to US13/054,162 priority patent/US20110188999A1/en
Priority to PCT/EP2009/058682 priority patent/WO2010006976A1/en
Priority to EP09797468.7A priority patent/EP2297430B1/en
Publication of EP2146054A1 publication Critical patent/EP2146054A1/en
Withdrawn legal-status Critical Current

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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
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/20—Specially-shaped blade tips to seal space between tips and stator
    • 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
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
    • 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
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
    • F01D5/142—Shape, i.e. outer, aerodynamic form of the blades of successive rotor or stator blade-rows
    • F01D5/143—Contour of the outer or inner working fluid flow path wall, i.e. shroud or hub contour

Definitions

  • the invention relates to an axial turbine for a gas turbine, wherein the axial turbine has low gap losses.
  • a gas turbine has a turbine, for example, in axial construction.
  • the turbine has a housing and a rotor which is surrounded by the housing.
  • the rotor has a shaft on which shaft power is removable.
  • a hub Surrounding the shaft, a hub is provided, whose hub contour together with the inner contour of the housing forms a flow channel through the turbine.
  • the flow channel has a cross section which widens in the flow direction.
  • the rotor has a plurality of rotor stages, each formed by a blade grid.
  • the blade lattices have a plurality of rotor blades, which are fastened with their one end in each case on the hub side to the rotor and with its other end pointing radially outward.
  • a blade tip is formed, which faces the inside of the housing and is disposed immediately adjacent.
  • the distance between the blade tips and the inside of the housing is formed as a radial gap, which is dimensioned such that on the one hand the blade tips do not rub against the housing during operation of the gas turbine and on the other hand the leakage flow through the radial gap that occurs during operation of the gas turbine is as low as possible ,
  • the leakage flow through the radial gap is desirable for the leakage flow through the radial gap to be as low as possible, so that the power gain in the turbine is as high as possible.
  • the housing of the turbine is massively designed to withstand the pressure and temperature stresses associated with gas turbine operation to be able to withstand. Furthermore, the housing is rigid, so that the load application to the housing during operation of the gas turbine has only a small deformation of the housing result. In contrast, the blades are thinner and less massive compared to the housing.
  • the inside of the housing and the blades are in contact with hot gas, with the blades completely bypassing the hot gas.
  • the blades heat up faster than the housing.
  • the blades and the housing have different thermal expansion rates, so that when starting and stopping the gas turbine, the height of the radial gap changes, the radial gap is smaller when starting and larger when starting. So that when starting the blade tips of the blades do not abut the housing and damage it, the radial gap is provided with a minimum height dimensioned such that when the gas turbine starts, the blade tips almost never touch the housing. This has the consequence that a correspondingly dimensioned radial gap is kept at the blade tips, which leads to a reduction of the power density and the efficiency of the gas turbine.
  • Modern blades have a very high aerodynamic efficiency, which is achieved by a high pressure load of the blades. Caused by the high pressure load, the leakage flow through the radial gap is high, so that the overall efficiency of the blade is greatly affected by the character and intensity of the leakage flow through the radial gap. A reduction in the losses caused by the leakage flow causes a great improvement in the overall efficiency of the blade.
  • attempts are made to reduce the aerodynamic losses in the gap area of the blade by means of reduction measures to reduce the leakage flow.
  • measures to reduce the radial gap or a special shape of the blade tips are provided, such as crowns or targetedde Kunststoffausblasonne.
  • the object of the invention is to provide an axial turbine for a gas turbine, which has a high aerodynamic efficiency.
  • the axial turbine according to the invention for a gas turbine has a blade lattice, which is formed by blades, each having a leading edge and a radially outer, free-standing blade tip, an annular wall enclosing the blade lattice with an annular space inside, with the annular space immediately adjacent to the blade tips to form the Radial gap between the envelope of the blade tips and the annular space inside is arranged, the blades are designed aerodynamically at their blade tips that is located in the operation of the axial turbine, the region with the highest pressure load of the blade tips in the leading edges, and wherein the blades in the area Leading edges each have a radial elevation and the annular space wall on the annular space inside a circumferential radial recess which cooperates with the radial elevations such that a Spaltw eitenminimum located in the main flow direction of the axial turbine is located in the region of the leading edge.
  • the profile section on the blade tip is designed contrary to the conventional design as a "front-loaded design". That is, the largest pressure load is moved from the rear part of the blade in the region of the profile leading edge.
  • the annular space in the region of the blade tip is designed as a contour deviating from the conventional annular space. In determining the shape of the annular space contour is also taken into account that the minimum gap width is arranged in the operation of the axial turbine in the range of maximum pressure difference between the pressure side and the suction side of the blade.
  • the amount of leakage flow is directly targeted reduced and reduced their adverse effects on the overall efficiency of the blade lattice.
  • the blade is designed in the region of the blade tip in the "front-loaded design". Seen over the height of the blade, this range can be about 20%. The remainder of the blade can then be conventionally designed in a "rear-loaded design”.
  • the radial recess is arranged in the front third.
  • the radial recess is located in the region of the highest pressure load of the blade tip, so that the gap flow is reduced.
  • the radial depression and the radial elevations are shaped in such a way that the course of the radial gap seen in the main flow direction of the axial turbine runs essentially the same distance, wavy, edge-free and step-free.
  • the course of the radial recess on the annular space inside seen in the main flow direction of the axial turbine has a first curvature section, an adjoining second curvature section and an adjoining third curvature section, wherein the first curvature section is delimited by the second curvature section with a first inflection point and the second curvature portion is bordered by the third curvature portion at a second inflection point, so that the curvatures of the first curvature portion and the third curvature portion have the same sign different from the sign of the curvature of the second curvature portion.
  • the annular gap in the main flow direction has a uniform, not abruptly changing course, so that the flow in the region of the blade tip has low losses.
  • the profile of the radial elevations seen in the main flow direction of the axial turbine is modeled on the course of the radial recess at its sides facing the radial gap.
  • the curvature of the first curvature portion is preferably larger than that of the third curvature portion.
  • the first inflection point is preferably located in the region of the front edge.
  • the course of the annular channel seen in the main flow direction of the axial turbine is divergent.
  • FIGS. 1 to 3 has an axial turbine 1 on a blade 2, which has a front edge 3 and a trailing edge 4.
  • the rotor blade 2 has a pressure side 5 and a suction side 6, which each extend from the front edge 3 to the trailing edge 4.
  • the pressure side 5 is lined with the suction side 6 more concave curved.
  • the blade 2 has at its radially outer end a blade tip 13, which is exposed. In the area of the blade tip 13, the blade 2 is designed in the "front-loaded design" 7.
  • the "rear-loaded design” 8 is shown, in which the pressure side 5 is less curved in the region of the front edge 3 than in the "front-loaded design" 7.
  • the region 9 with the highest pressure loading of the blade 2 is located in the region of the blade tip 13 in the vicinity of the leading edge 3.
  • the axial turbine 1 on the hub side, a hub contour 10 on which the blade 2 is fixed. Radially outward, the axial turbine 1 has an annular space wall 11 which has an annular space inner side 12 facing the blade tip 13. With the annular space wall 11, the blade 2 is sheathed and forms with the annular space inside 13 together with the hub contour 10 a divergent annular space of the axial turbine first
  • FIG. 3 the blade 2 is also shown with a conventional blade tip 23 and the annular space wall 11 with a conventional annular space inside 24, wherein the conventional blade tip 23 and the conventional annular space inside 24 have a straight course.
  • annular space wall 11 on the annular space inside a radial recess 12 which is arranged in the region of the front edge 3 of the blade 2.
  • a radial elevation 16 is provided on the blade tip 13. The radial elevation 16 runs essentially parallel to the radial recess 15, so that the radial gap 14 has a uniform course seen in the main flow direction of the axial turbine 1.
  • the radial recess has a first curved section 17, an adjoining second curved section 19 and an adjoining third curved section 21.
  • the first curvature portion 17 is delimited from the second curvature portion 19 with a first inflection point 18, and the second curvature portion 19 is from the third curvature portion 21 from a second inflection point 20 demarcated.
  • the center of curvature of the first curvature section 17 and of the third curvature section 21 lies radially outside the axial turbine 1 and the center of curvature of the second curvature section 19 within the axial turbine 1.
  • the curvature of the first curvature portion 17 is greater than the curvature of the third curvature portion 21, so that the radial gap 14 in the region of the front edge 3 has a radially outward, steeper course than in the region of the third curvature portion 21st
  • the radial recess 15 and the radial elevation 16 are arranged in the front third of the blade tip 13. Because the blade 2 is designed in the "front-loaded design" in the area of the blade tip 13, the area 9 with the highest pressure load is located precisely in this area.
  • the radial recess 15 and the radial elevation 16 are arranged to one another such that a gap minimum 22 is formed in the region 9 of the highest pressure load.
  • a leakage flow which forms during operation of the axial turbine 1 through the radial gap 14 is exactly low in the region 9 with the highest pressure load.
  • the moving blade 2 has a high aerodynamic efficiency, in particular in the area of the blade tip 13.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

The axial flow turbine (1) has rotor blades (2) aerodynamically laid at their shovel points (13) in such a manner that the range is settled with a highest pressure load of the shovel points within the range of the front edges (3) during operation of the axial flow turbine. The rotor blades have a radial elevation (16) within the range of its front edges and an annular space wall (11) having a circulating radial recess (15) at an annular space inner side (12).

Description

Die Erfindung betrifft eine Axialturbine für eine Gasturbine, wobei die Axialturbine geringe Spaltverluste hat.The invention relates to an axial turbine for a gas turbine, wherein the axial turbine has low gap losses.

Eine Gasturbine weist eine Turbine beispielsweise in Axialbauweise auf. Die Turbine weist ein Gehäuse und einen Rotor auf, der von dem Gehäuse umgeben ist. Der Rotor weist eine Welle auf, an der Wellenleistung abnehmbar ist. Die Welle umgebend ist eine Nabe vorgesehen, deren Nabenkontur zusammen mit der Innenkontur des Gehäuses einen Strömungskanal durch die Turbine bildet. Der Strömungskanal hat einen in Strömungsrichtung sich aufweitenden Querschnitt.A gas turbine has a turbine, for example, in axial construction. The turbine has a housing and a rotor which is surrounded by the housing. The rotor has a shaft on which shaft power is removable. Surrounding the shaft, a hub is provided, whose hub contour together with the inner contour of the housing forms a flow channel through the turbine. The flow channel has a cross section which widens in the flow direction.

Der Rotor weist eine Mehrzahl von Rotorstufen auf, die jeweils von einem Laufschaufelgitter gebildet sind. Die Laufschaufelgitter weisen eine Mehrzahl an Laufschaufeln auf, die mit ihrem einen Ende jeweils nabenseitig an dem Rotor befestigt sind und mit ihrem anderen Ende radial nach außen zeigen. An dem anderen Ende der Laufschaufel ist eine Schaufelspitze ausgebildet, die der Innenseite des Gehäuses zugewandt und unmittelbar benachbart angeordnet ist. Der Abstand zwischen den Schaufelspitzen und der Innenseite des Gehäuses ist als ein Radialspalt ausgebildet, der derart dimensioniert ist, dass einerseits die Schaufelspitzen beim Betrieb der Gasturbine an das Gehäuse nicht anstreifen und andererseits die beim Betrieb der Gasturbine sich einstellende Leckageströmung durch den Radialspalt möglichst gering ist. Damit die Gasturbine einen hohen Wirkungsgrad hat, ist es wünschenswert, dass die Leckageströmung durch den Radialspalt möglichst gering ist, so dass der Leistungsgewinn in der Turbine möglichst hoch ist.The rotor has a plurality of rotor stages, each formed by a blade grid. The blade lattices have a plurality of rotor blades, which are fastened with their one end in each case on the hub side to the rotor and with its other end pointing radially outward. At the other end of the blade, a blade tip is formed, which faces the inside of the housing and is disposed immediately adjacent. The distance between the blade tips and the inside of the housing is formed as a radial gap, which is dimensioned such that on the one hand the blade tips do not rub against the housing during operation of the gas turbine and on the other hand the leakage flow through the radial gap that occurs during operation of the gas turbine is as low as possible , For the gas turbine to have a high degree of efficiency, it is desirable for the leakage flow through the radial gap to be as low as possible, so that the power gain in the turbine is as high as possible.

Das Gehäuse der Turbine ist massiv konstruiert, um den Druck- und Temperaturbeanspruchungen beim Betrieb der Gasturbine standhalten zu können. Ferner ist das Gehäuse steif ausgeführt, damit der Lasteintrag auf das Gehäuse beim Betrieb der Gasturbine eine nur kleine Verformung des Gehäuses zur Folge hat. Im Gegensatz dazu sind die Laufschaufeln im Vergleich zu dem Gehäuse dünner und weniger massiv ausgeführt.The housing of the turbine is massively designed to withstand the pressure and temperature stresses associated with gas turbine operation to be able to withstand. Furthermore, the housing is rigid, so that the load application to the housing during operation of the gas turbine has only a small deformation of the housing result. In contrast, the blades are thinner and less massive compared to the housing.

Beim Betrieb der Axialturbine stehen die Innenseite des Gehäuses und die Laufschaufeln mit heißem Gas in Kontakt, wobei die Laufschaufeln von dem heißen Gas vollständig umströmt werden. Dadurch, dass die Laufschaufeln filigraner als das Gehäuse ausgebildet sind und in großflächigerem Kontakt mit dem heißen Gas als das Gehäuse stehen, erwärmen sich die Laufschaufeln schneller als das Gehäuse. Dies hat zu Folge, dass zum An- und Abfahren der Gasturbine die Laufschaufeln und das Gehäuse unterschiedliche Wärmeausdehnungsgeschwindigkeiten haben, so dass sich beim An- und Abfahren der Gasturbine die Höhe des Radialspalts ändert, wobei der Radialspalt beim Anfahren kleiner und beim Abfahren größer wird. Damit beim Anfahren die Schaufelspitzen der Laufschaufeln nicht an das Gehäuse anstoßen und dieses beschädigen, ist der Radialspalt mit einer derart dimensionierten Minimalhöhe versehen, dass beim Anfahren der Gasturbine die Schaufelspitzen das Gehäuse so gut wie nie berühren. Dies hat zur Folge, dass an den Schaufelspitzen ein entsprechend dimensionierter Radialspalt vorgehalten ist, der zu einer Reduktion der Leistungsdichte und des Wirkungsgrads der Gasturbine führt.During operation of the axial turbine, the inside of the housing and the blades are in contact with hot gas, with the blades completely bypassing the hot gas. The fact that the blades are filigree than the housing and are in larger contact with the hot gas than the housing, the blades heat up faster than the housing. This has the consequence that for starting and stopping the gas turbine, the blades and the housing have different thermal expansion rates, so that when starting and stopping the gas turbine, the height of the radial gap changes, the radial gap is smaller when starting and larger when starting. So that when starting the blade tips of the blades do not abut the housing and damage it, the radial gap is provided with a minimum height dimensioned such that when the gas turbine starts, the blade tips almost never touch the housing. This has the consequence that a correspondingly dimensioned radial gap is kept at the blade tips, which leads to a reduction of the power density and the efficiency of the gas turbine.

Moderne Laufschaufeln haben eine sehr hohe aerodynamische Effizienz, die durch eine hohe Druckbelastung der Laufschaufeln erreicht ist. Hervorgerufen durch die hohe Druckbelastung ist die Leckageströmung durch den Radialspalt hoch, so dass durch den Charakter und die Intensität der Leckageströmung durch den Radialspalt der Gesamtwirkungsgrad der Laufschaufel stark beeinträchtigt ist. Eine Reduktion der von der Leckageströmung hervorgerufenen Verluste bewirkt eine große Verbesserung des Gesamtwirkungsgrades der Laufschaufel. Herkömmlich wird versucht, die aerodynamischen Verluste im Spaltbereich der Laufschaufel durch Maßnahmen zur Reduktion der Leckageströmung zu verringern. Hierbei sind Maßnahmen zur Verkleinerung des Radialspalts oder eine besondere Formgebung der Schaufelspitzen vorgesehen, wie Kronen oder gezielte Kühlluftausblasungen.Modern blades have a very high aerodynamic efficiency, which is achieved by a high pressure load of the blades. Caused by the high pressure load, the leakage flow through the radial gap is high, so that the overall efficiency of the blade is greatly affected by the character and intensity of the leakage flow through the radial gap. A reduction in the losses caused by the leakage flow causes a great improvement in the overall efficiency of the blade. Conventionally, attempts are made to reduce the aerodynamic losses in the gap area of the blade by means of reduction measures to reduce the leakage flow. Here, measures to reduce the radial gap or a special shape of the blade tips are provided, such as crowns or targeted Kühlluftausblasungen.

Herkömmliche Laufschaufeln sind nach dem "Rear-Loaded-Design" gestaltet, wobei die maximale Druckbeanspruchung der Laufschaufel im Bereich ihrer Hinterkante angesiedelt ist. Als veraltet bekannt sind auch nach dem "Front-Loaded-Design" ausgelegte Laufschaufeln, bei denen die höchste Druckbelastung im Bereich der Vorderkante angesiedelt ist.Conventional blades are designed according to the "rear-loaded design", wherein the maximum compressive stress of the blade is located in the region of its trailing edge. Also known as obsolete are blades designed according to the "front-loaded design", in which the highest pressure load is located in the region of the front edge.

Aufgabe der Erfindung ist es, eine Axialturbine für eine Gasturbine zu schaffen, die einen hohen aerodynamischen Wirkungsgrad hat.The object of the invention is to provide an axial turbine for a gas turbine, which has a high aerodynamic efficiency.

Die erfindungsgemäße Axialturbine für eine Gasturbine weist ein Laufschaufelgitter, das von Laufschaufeln mit jeweils einer Vorderkante und einer radial außen liegenden, freistehenden Schaufelspitze gebildet ist, eine das Laufschaufelgitter ummantelnde Ringraumwandung mit einer Ringrauminnenseite auf, mit der die Ringraumwandung unmittelbar benachbart zu den Schaufelspitzen unter Ausbildung des Radialspalts zwischen der Einhüllenden der Schaufelspitzen und der Ringrauminnenseite angeordnet ist, wobei die Laufschaufeln an ihren Schaufelspitzen derart aerodynamisch ausgelegt sind, dass im Betrieb der Axialturbine der Bereich mit der höchsten Druckbelastung der Schaufelspitzen im Bereich der Vorderkanten angesiedelt ist, und wobei die Laufschaufeln im Bereich ihrer Vorderkanten jeweils eine Radialerhebung aufweisen sowie die Ringraumwandung an der Ringrauminnenseite eine umlaufende Radialvertiefung aufweist, die zusammen mit den Radialerhebungen derart zusammenwirkt, dass ein Spaltweitenminimum in Hauptströmungsrichtung der Axialturbine gesehen im Bereich der Vorderkante angesiedelt ist.The axial turbine according to the invention for a gas turbine has a blade lattice, which is formed by blades, each having a leading edge and a radially outer, free-standing blade tip, an annular wall enclosing the blade lattice with an annular space inside, with the annular space immediately adjacent to the blade tips to form the Radial gap between the envelope of the blade tips and the annular space inside is arranged, the blades are designed aerodynamically at their blade tips that is located in the operation of the axial turbine, the region with the highest pressure load of the blade tips in the leading edges, and wherein the blades in the area Leading edges each have a radial elevation and the annular space wall on the annular space inside a circumferential radial recess which cooperates with the radial elevations such that a Spaltw eitenminimum located in the main flow direction of the axial turbine is located in the region of the leading edge.

Dadurch wird durch das Heranziehen der direkt hinsichtlich minimaler Verluste optimierten Schaufelspitze und der Ringraumkontur die ungünstige, verlustbehaftete Spaltströmung reduziert. Dabei wird der Profilschnitt an der Schaufelspitze entgegen der konventionellen Auslegung als "Front-Loaded-Design" ausgeführt. Das heißt, die größte Druckbelastung wird von dem hinteren Teil der Schaufel in den Bereich der Profileintrittskante verschoben. Zudem wird der Ringraum im Bereich der Schaufelspitze als von dem herkömmlichen Ringraum abweichende Kontur ausgeführt. Bei der Festlegung der Form der Ringraumkontur wird zudem berücksichtigt, dass die minimale Spaltweite im Betrieb der Axialturbine im Bereich der maximalen Druckdifferenz zwischen der Druckseite und der Saugseite der Laufschaufel angeordnet ist. Diese Maßnahmen haben so gut wie keinen Einfluss auf die aerodynamische Wirkungsweise der Laufschaufel und bewirken eine wesentliche Verringerung der Spaltströmung verglichen mit einer herkömmlich ausgelegten Axialturbine. Ferner ist es möglich, alle bisher bekannten Maßnahmen zu Verringerung der negativen Auswirkungen der Leckageströmung zusätzlich bei der erfindungsgemäßen Axialturbine anzuwenden.This is achieved by the use of directly optimized for minimum losses blade tip and the annulus contour reduces the unfavorable, lossy gap flow. The profile section on the blade tip is designed contrary to the conventional design as a "front-loaded design". That is, the largest pressure load is moved from the rear part of the blade in the region of the profile leading edge. In addition, the annular space in the region of the blade tip is designed as a contour deviating from the conventional annular space. In determining the shape of the annular space contour is also taken into account that the minimum gap width is arranged in the operation of the axial turbine in the range of maximum pressure difference between the pressure side and the suction side of the blade. These measures have virtually no influence on the aerodynamic action of the blade and cause a significant reduction in the gap flow compared to a conventionally designed axial turbine. Furthermore, it is possible to additionally apply all previously known measures for reducing the negative effects of the leakage flow in the axial turbine according to the invention.

Vorteilhaft ist die Menge der Leckageströmung direkt gezielt reduziert und deren ungünstige Auswirkungen auf den Gesamtwirkungsgrad des Laufschaufelgitters reduziert. Dadurch ergibt sich, ohne zusätzliche konstruktive Maßnahmen vorsehen zu müssen, eine verbesserte aerodynamische Güte des Laufschaufelgitters. Erfindungsgemäß ist die Laufschaufel im Bereich der Laufschaufelspitze im "Front-Loaded-Design" ausgeführt. Über die Höhe der Laufschaufel gesehen kann dieser Bereich etwa 20% betragen. Der restliche Bereich der Laufschaufel kann dann herkömmlich im "Rear-Loaded-Design" ausgeführt sein.Advantageously, the amount of leakage flow is directly targeted reduced and reduced their adverse effects on the overall efficiency of the blade lattice. This results in having to provide without additional design measures, an improved aerodynamic quality of the blade lattice. According to the invention, the blade is designed in the region of the blade tip in the "front-loaded design". Seen over the height of the blade, this range can be about 20%. The remainder of the blade can then be conventionally designed in a "rear-loaded design".

Bevorzugt ist es, dass bezüglich der in Hauptströmungsrichtung der Axialturbine gesehenen Erstreckung des Radialspalts die Radialvertiefung im vorderen Drittel angeordnet ist.It is preferred that with respect to the extent of the radial gap seen in the main flow direction of the axial turbine, the radial recess is arranged in the front third.

Dadurch ist die Radialvertiefung im Bereich der höchsten Druckbelastung der Schaufelspitze angesiedelt, so dass die Spaltströmung reduziert ist.As a result, the radial recess is located in the region of the highest pressure load of the blade tip, so that the gap flow is reduced.

Ferner ist es bevorzugt, dass die Radialvertiefung und die Radialerhebungen derart geformt sind, dass der in Hauptströmungsrichtung der Axialturbine gesehene Verlauf des Radialspalts im Wesentlichen gleich weit, wellig, kantenfrei und stufenfrei verläuft.Furthermore, it is preferred that the radial depression and the radial elevations are shaped in such a way that the course of the radial gap seen in the main flow direction of the axial turbine runs essentially the same distance, wavy, edge-free and step-free.

Insbesondere ist es bevorzugt, dass der in Hauptströmungsrichtung der Axialturbine gesehene Verlauf der Radialvertiefung an der Ringrauminnenseite einen ersten Krümmungsabschnitt, einen sich daran anschließenden zweiten Krümmungsabschnitt und einen sich daran anschließenden dritten Krümmungsabschnitt aufweist, wobei der erste Krümmungsabschnitt von dem zweiten Krümmungsabschnitt mit einem ersten Wendepunkt abgegrenzt ist und der zweite Krümmungsabschnitt von dem dritten Krümmungsabschnitt mit einem zweiten Wendepunkt angegrenzt ist, so dass die Krümmungen des ersten Krümmungsabschnitts und des dritten Krümmungsabschnitts das selbe Vorzeichen haben, das von dem Vorzeichen der Krümmung des zweiten Krümmungsabschnitts unterschiedlich ist.In particular, it is preferred that the course of the radial recess on the annular space inside seen in the main flow direction of the axial turbine has a first curvature section, an adjoining second curvature section and an adjoining third curvature section, wherein the first curvature section is delimited by the second curvature section with a first inflection point and the second curvature portion is bordered by the third curvature portion at a second inflection point, so that the curvatures of the first curvature portion and the third curvature portion have the same sign different from the sign of the curvature of the second curvature portion.

Dadurch hat der Ringspalt in Hauptströmungsrichtung gesehen einen gleichmäßigen nicht abrupt sich ändernden Verlauf, so dass die Strömung im Bereich der Schaufelspitze verlustarm ist.As a result, the annular gap in the main flow direction has a uniform, not abruptly changing course, so that the flow in the region of the blade tip has low losses.

Bevorzugt ist es, dass der in Hauptströmungsrichtung der Axialturbine gesehene Verlauf der Radialerhebungen an ihren dem Radialspalt zugewandten Seiten dem Verlauf der Radialvertiefung nachempfunden ist.It is preferred that the profile of the radial elevations seen in the main flow direction of the axial turbine is modeled on the course of the radial recess at its sides facing the radial gap.

Außerdem ist bevorzugt die Krümmung des ersten Krümmungsabschnitts größer als die des dritten Krümmungsabschnitts. Ferner ist bevorzugt der erste Wendepunkt im Bereich der Vorderkante angesiedelt.In addition, the curvature of the first curvature portion is preferably larger than that of the third curvature portion. Furthermore, the first inflection point is preferably located in the region of the front edge.

Bevorzugt ist, dass der in Hauptströmungsrichtung der Axialturbine gesehene Verlauf des Ringkanals divergent ist.It is preferred that the course of the annular channel seen in the main flow direction of the axial turbine is divergent.

Im Folgenden wird die Erfindung anhand einer bevorzugten Ausführungsform einer erfindungsgemäßen Axialturbine anhand der beigefügten schematischen Zeichnungen erläutert. Es zeigen:

Figur 1
einen Profilschnitt einer erfindungsgemäßen Laufschaufel im Bereich der Schaufelspitze,
Figur 2
eine Seitenansicht einer erfindungsgemäßen Axialturbine und
Figur 3
die Seitenansicht aus Figur 2 verglichen mit einer herkömmlichen Axialturbine.
In the following, the invention will be explained with reference to a preferred embodiment of an axial turbine according to the invention with reference to the accompanying schematic drawings. Show it:
FIG. 1
a profile section of a blade according to the invention in the region of the blade tip,
FIG. 2
a side view of an axial turbine according to the invention and
FIG. 3
the side view FIG. 2 compared to a conventional axial turbine.

Wie es aus Figuren 1 bis 3 ersichtlich ist, weist eine Axialturbine 1 eine Laufschaufel 2 auf, die eine Vorderkante 3 und eine Hinterkante 4 aufweist. Die Laufschaufel 2 weist eine Druckseite 5 und eine Saugseite 6 auf, die jeweils von der Vorderkante 3 zu der Hinterkante 4 verlaufen. Die Druckseite 5 ist verlichten mit der Saugseite 6 stärker konkav gekrümmt. Die Laufschaufel 2 weist an ihrem radial außenseitig liegenden Ende eine Schaufelspitze 13 auf, die freiliegend ist. Im Bereich der Schaufelspitze 13 ist die Laufschaufel 2 im "Front-Loaded-Design" 7 ausgeführt. Im Vergleich dazu ist das "Rear-Loaded-Design" 8 gezeigt, bei dem die Druckseite 5 im Bereich der Vorderkante 3 weniger stark gekrümmt ist, als beim "Front-Loaded-Design" 7.Like it out FIGS. 1 to 3 it can be seen, has an axial turbine 1 on a blade 2, which has a front edge 3 and a trailing edge 4. The rotor blade 2 has a pressure side 5 and a suction side 6, which each extend from the front edge 3 to the trailing edge 4. The pressure side 5 is lined with the suction side 6 more concave curved. The blade 2 has at its radially outer end a blade tip 13, which is exposed. In the area of the blade tip 13, the blade 2 is designed in the "front-loaded design" 7. By comparison, the "rear-loaded design" 8 is shown, in which the pressure side 5 is less curved in the region of the front edge 3 than in the "front-loaded design" 7.

Dadurch, dass die Laufschaufel 2 im Bereich der Schaufelspitze 13 im "Front-Loaded-Design" 7 ausgeführt ist, ist der Bereich 9 mit der höchsten Druckbelastung der Laufschaufel 2 im Bereich der Schaufelspitze 13 in der Nähe der Vorderkante 3 angesiedelt.Because the blade 2 is designed in the area of the blade tip 13 in the "front-loaded design" 7, the region 9 with the highest pressure loading of the blade 2 is located in the region of the blade tip 13 in the vicinity of the leading edge 3.

Ferner weist die Axialturbine 1 nabenseitig eine Nabenkontur 10 auf, an der die Laufschaufel 2 befestigt ist. Radial nach außen abschließend weist die Axialturbine 1 eine Ringraumwandung 11 auf, die eine der Schaufelspitze 13 zugewandte Ringrauminnenseite 12 hat. Mit der Ringraumwandung 11 ist die Laufschaufel 2 ummantelt und bildet mit der Ringrauminnenseite 13 zusammen mit der Nabenkontur 10 einen divergenten Ringraum der Axialturbine 1.Furthermore, the axial turbine 1 on the hub side, a hub contour 10 on which the blade 2 is fixed. Radially outward, the axial turbine 1 has an annular space wall 11 which has an annular space inner side 12 facing the blade tip 13. With the annular space wall 11, the blade 2 is sheathed and forms with the annular space inside 13 together with the hub contour 10 a divergent annular space of the axial turbine first

Zwischen der Schaufelspitze 13 und der Ringrauminnenseite 12 ist ein Abstand vorgesehen, so dass zwischen der Schaufelspitze 13 und der Ringrauminnenseite 12 ein Radialspalt 14 gebildet ist.Between the blade tip 13 and the annular space inside 12 a distance is provided, so that between the blade tip 13 and the annular space inside 12, a radial gap 14 is formed.

In Figur 3 ist die Laufschaufel 2 auch mit einer herkömmlichen Schaufelspitze 23 und die Ringraumwandung 11 mit einer herkömmlichen Ringrauminnenseite 24 dargestellt, wobei die herkömmliche Schaufelspitze 23 und die herkömmliche Ringrauminnenseite 24 einen geraden Verlauf haben.In FIG. 3 the blade 2 is also shown with a conventional blade tip 23 and the annular space wall 11 with a conventional annular space inside 24, wherein the conventional blade tip 23 and the conventional annular space inside 24 have a straight course.

Im Gegensatz dazu weist die erfindungsgemäße Ringraumwandung 11 an der Ringrauminnenseite 12 eine Radialvertiefung 15 auf, die im Bereich der Vorderkante 3 der Laufschaufel 2 angeordnet ist. In Korrelation zu der Radialvertiefung 15 und in diese eingreifend ist an der Schaufelspitze 13 eine Radialerhebung 16 vorgesehen. Die Radialerhebung 16 verläuft im Wesentlichen parallel zu der Radialvertiefung 15, so dass der Radialspalt 14 einen in Hauptströmungsrichtung der Axialturbine 1 gesehenen, gleichmäßigen Verlauf hat.In contrast, the annular space wall 11 according to the invention on the annular space inside a radial recess 12 which is arranged in the region of the front edge 3 of the blade 2. In correlation to the radial recess 15 and engaging in this, a radial elevation 16 is provided on the blade tip 13. The radial elevation 16 runs essentially parallel to the radial recess 15, so that the radial gap 14 has a uniform course seen in the main flow direction of the axial turbine 1.

In Hauptströmungsrichtung der Axialturbine 1 gesehen weist die Radialvertiefung einen ersten Krümmungsabschnitt 17, einen sich daran anschließenden zweiten Krümmungsabschnitt 19 und einen sich daran anschließenden dritten Krümmungsabschnitt 21 auf. Der erste Krümmungsabschnitt 17 ist von dem zweiten Krümmungsabschnitt 19 mit einem ersten Wendepunkt 18 abgegrenzt und der zweite Krümmungsabschnitt 19 ist von dem dritten Krümmungsabschnitt 21 von einem zweiten Wendepunkt 20 abgegrenzt. Dadurch liegt der Krümmungsmittelpunkt des ersten Krümmungsabschnitts 17 und des dritten Krümmungsabschnitts 21 radial gesehen außerhalb der Axialturbine 1 und der Krümmungsmittelpunkt des zweiten Krümmungsabschnitts 19 innerhalb der Axialturbine 1.As seen in the main flow direction of the axial turbine 1, the radial recess has a first curved section 17, an adjoining second curved section 19 and an adjoining third curved section 21. The first curvature portion 17 is delimited from the second curvature portion 19 with a first inflection point 18, and the second curvature portion 19 is from the third curvature portion 21 from a second inflection point 20 demarcated. As a result, the center of curvature of the first curvature section 17 and of the third curvature section 21 lies radially outside the axial turbine 1 and the center of curvature of the second curvature section 19 within the axial turbine 1.

Die Krümmung des ersten Krümmungsabschnitts 17 ist größer als die Krümmung des dritten Krümmungsabschnitts 21, so dass der Radialspalt 14 im Bereich der Vorderkante 3 einen radial nach außen gesehenen, steileren Verlauf hat, als im Bereich des dritten Krümmungsabschnitts 21.The curvature of the first curvature portion 17 is greater than the curvature of the third curvature portion 21, so that the radial gap 14 in the region of the front edge 3 has a radially outward, steeper course than in the region of the third curvature portion 21st

In Hauptströmungsrichtung der Axialturbine 1 gesehen sind die Radialvertiefung 15 und die Radialerhebung 16 im vorderen Drittel der Schaufelspitze 13 angeordnet. Dadurch, dass im Bereich der Schaufelspitze 13 die Laufschaufel 2 im "Front-Loaded-Design" ausgebildet ist, ist genau in diesem Bereich der Bereich 9 mit der höchsten Druckbelastung angesiedelt.Viewed in the main flow direction of the axial turbine 1, the radial recess 15 and the radial elevation 16 are arranged in the front third of the blade tip 13. Because the blade 2 is designed in the "front-loaded design" in the area of the blade tip 13, the area 9 with the highest pressure load is located precisely in this area.

Die Radialvertiefung 15 und die Radialerhebung 16 sind zueinander derart angeordnet, dass ein Spaltminimum 22 im Bereich 9 der höchsten Druckbelastung ausgebildet ist. Dadurch ist eine im Betrieb der Axialturbine 1 durch den Radialspalt 14 sich ausbildende Leckageströmung genau im Bereich 9 mit der höchsten Druckbelastung gering. Dadurch hat die Laufschaufel 2 einen hohen aerodynamischen Wirkungsgrad, insbesondere im Bereich der Schaufelspitze 13.The radial recess 15 and the radial elevation 16 are arranged to one another such that a gap minimum 22 is formed in the region 9 of the highest pressure load. As a result, a leakage flow which forms during operation of the axial turbine 1 through the radial gap 14 is exactly low in the region 9 with the highest pressure load. As a result, the moving blade 2 has a high aerodynamic efficiency, in particular in the area of the blade tip 13.

Claims (8)

Axialturbine (1) für eine Gasturbine,
mit einem Laufschaufelgitter, das von Laufschaufeln (2) mit jeweils einer Vorderkante (3) und einer radial außen liegenden, freistehenden Schaufelspitze (13) gebildet ist und einer das Laufschaufelgitter ummantelnden Ringraumwandung (11) mit einer Ringrauminnenseite (12), mit der die Ringraumwandung (11) unmittelbar benachbart zu den Schaufelspitzen (13) unter Ausbildung eines Radialspalts zwischen der Einhüllenden der Schaufelspitzen (13) und der Ringrauminnenseite (12) angeordnet ist,
wobei die Laufschaufeln (2) an ihren Schaufelspitzen (13) derart aerodynamisch ausgelegt sind, dass im Betrieb der Axialturbine (1) der Bereich mit der höchsten Druckbelastung der Schaufelspitzen (13) im Bereich der Vorderkanten (3) angesiedelt ist, und
wobei die Laufschaufeln (2) im Bereich ihrer Vorderkanten (3) jeweils eine Radialerhebung (16) aufweisen sowie die Ringraumwandung (11) an der Ringrauminnenseite (12) eine umlaufende Radialvertiefung (15) aufweist, die zusammen mit den Radialerhebungen (16) derart zusammenwirkt, dass ein Spaltweitenminimum in Hauptdurchströmungsrichtung der Axialturbine (1) gesehen im Bereich der Vorderkante (3) angesiedelt ist.Axial turbine (1) for a gas turbine,
with a blade lattice, which is formed by rotor blades (2) each having a front edge (3) and a radially outer, free-standing blade tip (13) and an annular space wall (11) surrounding the rotor blade lattice with an annular space inside (12), with which the annular space wall (11) is arranged immediately adjacent to the blade tips (13) with the formation of a radial gap between the envelope of the blade tips (13) and the annular space inside (12),
wherein the blades (2) are aerodynamically designed at their blade tips (13) such that during operation of the axial turbine (1) the area with the highest pressure loading of the blade tips (13) is located in the region of the leading edges (3), and
wherein the rotor blades (2) in the region of their leading edges (3) each have a radial projection (16) and the annular space wall (11) on the annular space inside (12) has a circumferential radial recess (15) which cooperates with the radial projections (16) in such a way in that a gap width minimum in the main flow direction of the axial turbine (1) is located in the region of the front edge (3). Axialturbine (1) nach Anspruch 1,
wobei bezüglich der in Hauptdurchströmungsrichtung der Axialturbine (1) gesehenen Erstreckung des Radialspalts (14) die Radialvertiefung (15) im vorderen Drittel angeordnet ist.Axial turbine (1) according to claim 1,
wherein with respect to the main flow direction of the axial turbine (1) seen extension of the radial gap (14), the radial recess (15) is arranged in the front third. Axialturbine (1) nach einem der Ansprüche 1 oder 2,
wobei die Radialvertiefung (15) und die Radialerhebungen (16) derart geformt sind, dass der in Hauptdurchströmungsrichtung der Axialturbine (1) gesehene Verlauf des Radialspalts (14) im Wesentlichen gleichweit, wellig, kantenfrei und stufenfrei verläuft.Axial turbine (1) according to one of claims 1 or 2,
wherein the radial recess (15) and the radial elevations (16) are shaped in such a way that the course of the radial gap (14) seen in the main flow direction of the axial turbine (1) runs essentially equidistant, wavy, edge-free and step-free. Axialturbine (1) nach Anspruch 3,
wobei der in Hauptdurchströmungsrichtung der Axialturbine (1) gesehene Verlauf der Radialvertiefung (15) an der Ringrauminnenseite (12) einen ersten Krümmungsabschnitt (17), einen sich daran anschließenden zweiten Krümmungsabschnitt (19) und einen sich daran anschließenden dritten Krümmungsabschnitt (21) aufweist,
wobei der erste Krümmungsabschnitt (17) von dem zweiten Krümmungsabschnitt (19) mit einem ersten Wendepunkt (18) abgegrenzt ist und der zweite Krümmungsabschnitt (19) von dem dritten Krümmungsabschnitt (21) mit einem zweiten Wendepunkt (20) abgegrenzt ist, so dass die Krümmungen des ersten Krümmungsabschnitts (17) und des dritten Krümmungsabschnitts (21) das selbe Vorzeichen haben, das von dem Vorzeichen der Krümmung des zweiten Krümmungsabschnitts (19) unterschiedlich ist.Axial turbine (1) according to claim 3,
wherein the course of the radial recess (15) in the main flow direction of the axial turbine (1) at the annular space inner side (12) has a first curvature section (17), an adjoining second curvature section (19) and an adjoining third curvature section (21),
wherein the first curvature portion (17) is delimited from the second curvature portion (19) at a first inflection point (18) and the second curvature portion (19) is delimited from the third curvature portion (21) at a second inflection point (20) Curves of the first curvature portion (17) and the third curvature portion (21) have the same sign, which is different from the sign of the curvature of the second curvature portion (19). Axialturbine (1) nach Anspruch 4,
wobei der in Hauptdurchströmungsrichtung der Axialturbine (1) gesehene Verlauf der Radialerhebungen (16) an ihren dem Radialspalt (14) zugewandten Seiten dem Verlauf der Radialvertiefung (15) nachempfunden ist.Axial turbine (1) according to claim 4,
wherein the in the main flow direction of the axial turbine (1) seen course of the radial elevations (16) at their the radial gap (14) facing sides of the course of the radial recess (15) is modeled. Axialturbine (1) nach einem der Ansprüche 4 oder 5,
wobei die Krümmung des ersten Krümmungsabschnitts (17) größer ist als die des dritten Krümmungsabschnitts (21).Axial turbine (1) according to one of claims 4 or 5,
wherein the curvature of the first curvature portion (17) is greater than that of the third curvature portion (21). Axialturbine (1) nach einem der Ansprüche 4 bis 6,
wobei der erste Wendepunkt (18) im Bereich der Vorderkante (3) angesiedelt ist.Axial turbine (1) according to one of claims 4 to 6,
wherein the first inflection point (18) is located in the region of the front edge (3). Axialturbine (1) nach einem der Ansprüche 1 oder 7,
wobei der in Hauptdurchströmungsrichtung der Axialturbine (1) gesehene Verlauf des Ringkanals divergent ist.Axial turbine (1) according to one of claims 1 or 7,
wherein the in the main flow direction of the axial turbine (1) seen course of the annular channel is divergent.
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