EP2194236A1

EP2194236A1 - Turbine casing

Info

Publication number: EP2194236A1
Application number: EP08020993A
Authority: EP
Inventors: Tobias Dr. Buchal; Björn Burbach; Christoph Buse; Andreas Dr. Böttcher; Patricia Dr. Hülsmeier; Uwe Kahlstorf; Ekkehard Dr. Maldfeld; Torsten Matthias; Michael Neubauer; Oliver Dr. Schneider; Rostislav Dr. Teteruk; Norbert Thamm; Vyacheslav Veitsnam
Original assignee: Siemens AG
Current assignee: Siemens AG
Priority date: 2008-12-03
Filing date: 2008-12-03
Publication date: 2010-06-09

Abstract

The housing (30) has a heat conducting layer (42) arranged in sections at an inner wall of the housing, where the layer in its thermal conduction characteristics is adapted to thermal capacity of the region of the housing. Two, half cone and/or halfcylindric segments are interconnected in sections, and the layer is arranged in region of connecting joints (38) of the segments and/or in a region of vertex of the segments. A heat insulating layer (44) is arranged in the region of vertex of segments, where the insulating layer is made of a ceramic material and conducting layer is made of copper. An independent claim is also included for a gas turbine.

Description

Die Erfindung betrifft ein Turbinengehäuse, welches aus einer Mehrzahl von miteinander verbundenen Segmenten besteht.The invention relates to a turbine housing, which consists of a plurality of interconnected segments.

Gasturbinen werden in vielen Bereichen zum Antrieb von Generatoren oder von Arbeitsmaschinen eingesetzt. Dabei wird der Energieinhalt eines Brennstoffs zur Erzeugung einer Rotationsbewegung einer Turbinenwelle genutzt. Der Brennstoff wird dazu in einer Brennkammer verbrannt, wobei von einem Luftverdichter verdichtete Luft zugeführt wird. Das in der Brennkammer durch die Verbrennung des Brennstoffs erzeugte, unter hohem Druck und unter hoher Temperatur stehende Arbeitsmedium wird dabei über eine der Brennkammer nachgeschaltete Turbineneinheit geführt, wo es sich arbeitsleistend entspannt.Gas turbines are used in many areas to drive generators or work machines. In this case, the energy content of a fuel is used to generate a rotational movement of a turbine shaft. For this purpose, the fuel is burned in a combustion chamber, compressed air being supplied by an air compressor. The working medium produced in the combustion chamber by the combustion of the fuel, under high pressure and at high temperature, is guided via a turbine unit arranged downstream of the combustion chamber, where it relaxes to perform work.

Zur Erzeugung der Rotationsbewegung der Turbinenwelle sind dabei an dieser eine Anzahl von üblicherweise in Schaufelgruppen oder Schaufelreihen zusammengefassten Laufschaufeln angeordnet, die über einen Impulsübertrag aus dem Arbeitsmedium die Turbinenwelle antreiben. Zur Strömungsführung des Arbeitsmediums in der Turbineneinheit sind zudem üblicherweise zwischen benachbarten Laufschaufelreihen mit dem Turbinengehäuse verbundene und zu Leitschaufelreihen zusammengefasste Leitschaufeln angeordnet.To generate the rotational movement of the turbine shaft, a number of rotor blades, which are usually combined into blade groups or rows of blades, are arranged thereon and drive the turbine shaft via a momentum transfer from the working medium. For guiding the flow of the working medium in the turbine unit also commonly associated between adjacent blade rows with the turbine housing and combined into rows of guide vanes are arranged.

Die Brennkammer der Gasturbine kann als so genannte Ringbrennkammer ausgeführt sein, bei der eine Vielzahl von in Umfangsrichtung um die Turbinenwelle herum angeordneten Brennern in einen gemeinsamen, von einer hochtemperaturbeständigen Umfassungswand umgebenen Brennkammerraum mündet. Dazu ist die Brennkammer in ihrer Gesamtheit als ringförmige Struktur ausgestaltet. Neben einer einzigen Brennkammer kann auch eine Mehrzahl von Brennkammern vorgesehen sein.The combustion chamber of the gas turbine may be embodied as a so-called annular combustion chamber, in which a plurality of circumferentially arranged around the turbine shaft burners in a common, surrounded by a high temperature resistant surrounding wall combustion chamber space. For this purpose, the combustion chamber is designed in its entirety as an annular structure. In addition to a single combustion chamber can also be provided a plurality of combustion chambers.

Unmittelbar an die Brennkammer schließt sich in der Regel eine erste Leitschaufelreihe einer Turbineneinheit an, die zusammen mit der in Strömungsrichtung des Arbeitsmediums gesehen unmittelbar nachfolgenden Laufschaufelreihe eine erste Turbinenstufe der Turbineneinheit bildet, welcher üblicherweise weitere Turbinenstufen nachgeschaltet sind.Immediately adjoining the combustion chamber is generally followed by a first row of guide vanes of a turbine unit which, together with the blade row immediately downstream in the flow direction of the working medium, forms a first turbine stage of the turbine unit, which is usually followed by further turbine stages.

Die Leitschaufeln sind dabei jeweils über einen auch als Plattform bezeichneten Schaufelfuß an einem Leitschaufelträger der Turbineneinheit fixiert. Dabei kann der Leitschaufelträger zur Befestigung der Plattformen der Leitschaufeln ein Isolationssegment umfassen. Zwischen den in axialer Richtung der Gasturbine voneinander beabstandet angeordneten Plattformen der Leitschaufeln zweier benachbarter Leitschaufelreihen ist jeweils ein Führungsring am Leitschaufelträger der Turbineneinheit angeordnet. Ein derartiger Führungsring ist durch einen Radialspalt von den Schaufelspitzen der an gleicher axialer Position an der Turbinenwelle fixierten Laufschaufeln der zugehörigen Laufschaufelreihe beabstandet. Damit bilden die Plattformen der Leitschaufeln und die ihrerseits gegebenenfalls in Umfangsrichtung der Gasturbine segmentiert ausgeführten Führungsringe eine Anzahl von die äußere Begrenzung eines Strömungskanals für das Arbeitsmedium darstellenden Wandelementen der Turbineneinheit.The vanes are fixed in each case via a blade root, also referred to as a platform, on a guide vane carrier of the turbine unit. In this case, the guide blade carrier for securing the platforms of the guide vanes comprise an insulation segment. Between the spaced apart in the axial direction of the gas turbine platforms of the guide vanes of two adjacent rows of vanes, a guide ring on the guide vane support of the turbine unit is arranged in each case. Such a guide ring is spaced by a radial gap of the blade tips of the fixed at the same axial position on the turbine shaft blades of the associated blade row. Thus, the platforms of the vanes and, in turn, optionally segmented in the circumferential direction of the gas turbine formed guide rings a number of the outer boundary of a flow channel for the working medium performing wall elements of the turbine unit.

Bei der Auslegung derartiger Gasturbinen ist zusätzlich zur erreichbaren Leistung üblicherweise ein besonders hoher Wirkungsgrad ein Auslegungsziel. Eine Erhöhung des Wirkungsgrades lässt sich dabei aus thermodynamischen Gründen grundsätzlich durch eine Erhöhung der Austrittstemperatur erreichen, mit der das Arbeitsmedium aus der Brennkammer ab- und in die Turbineneinheit einströmt. Daher werden Temperaturen von etwa 1200 °C bis 1500 °C für derartige Gasturbinen angestrebt und auch erreicht.In the design of such gas turbines in addition to the achievable power usually a particularly high efficiency is a design target. An increase in the efficiency can be achieved for thermodynamic reasons basically by increasing the outlet temperature at which the working fluid from the combustion chamber and flows into the turbine unit. Therefore, temperatures of about 1200 ° C to 1500 ° C are sought for such gas turbines and achieved.

Bei derartig hohen Temperaturen des Arbeitsmediums sind jedoch die diesem ausgesetzten Komponenten und Bauteile hohen thermischen Belastungen ausgesetzt. Insbesondere durch die unterschiedliche thermische Ausdehnung von unterschiedlichen Teilen des Turbinengehäuses verformt sich das Turbinengehäuse in unterschiedlichen Betriebszuständen, was einen direkten Einfluss auf die Größe der genannten Radialspalte zwischen Laufschaufeln und Innenwand des Turbinengehäuses hat. Diese Radialspalte sind beim An- und Abfahren der Turbine anders dimensioniert als im regulären Betrieb, ebenso stellen sich im Teillastbetrieb andere Spalte ein als im Volllastbetrieb. Bei der Konstruktion der Gasturbine sind daher die Spalte stets so auszulegen, dass in keinem Betriebszustand Beschädigungen der Gasturbine entstehen können.At such high temperatures of the working medium, however, exposed to this components and components are exposed to high thermal loads. In particular by the different thermal expansion of different parts of the turbine housing deforms the turbine housing in different operating conditions, which has a direct impact on the size of said radial gaps between blades and inner wall of the turbine housing. These radial gaps are dimensioned differently when starting and stopping the turbine than in regular operation, as well as set in partial load operation other column than in full load operation. In the construction of the gas turbine, therefore, the gaps must always be designed so that damage to the gas turbine can not occur in any operating state.

Eine entsprechend vergleichsweise großzügige Auslegung der Radialspalte führt jedoch zu erheblichen Einbußen im Wirkungsgrad. Um einen möglichst hohen Wirkungsgrad zu erzielen, sollten die Radialspalte zu allen Betriebszeitpunkten möglichst klein sein. Bei einigen Gasturbinen wird versucht, dieses Problem durch eine hydraulische Spaltoptimierung zu reduzieren, indem die gesamte Turbinenwelle axial zum Verdichtereintritt hin verschoben wird. Durch die damit verbundene Reduktion der Radialspalte in der Turbine kann der Wirkungsgrad gesteigert werden, im Verdichter muss dabei jedoch eine Vergrößerung der Spalte in Kauf genommen werden.However, a correspondingly comparatively generous design of the radial gaps leads to considerable losses in the efficiency. In order to achieve the highest possible efficiency, the radial gaps should be as small as possible at all operating times. Some gas turbines attempt to reduce this problem by hydraulic gap optimization by shifting the entire turbine shaft axially toward the compressor inlet. The associated reduction of the radial gaps in the turbine, the efficiency can be increased, in the compressor, however, an increase in the column must be taken into account.

Der Erfindung liegt daher die Aufgabe zugrunde, ein Turbinengehäuse anzugeben, welche bei Erhaltung der größtmöglichen betrieblichen Sicherheit eine Reduzierung der Radialspalte und somit einen besonders hohen Wirkungsgrad erreicht.The invention is therefore based on the object to provide a turbine housing, which achieves a reduction of the radial gaps and thus a particularly high efficiency while maintaining the greatest possible operational safety.

Diese Aufgabe wird erfindungsgemäß dadurch gelöst, dass an der Innenwand des Turbinengehäuses bereichsweise jeweils eine Schicht angeordnet ist, wobei die jeweilige Schicht in ihren Wärmeleitungseigenschaften an die Wärmekapazität des jeweiligen Bereichs des Turbinengehäuses angepasst ist.This object is achieved in that on the inner wall of the turbine housing in regions each having a layer is arranged, wherein the respective layer is adapted in its heat conduction properties of the heat capacity of the respective region of the turbine housing.

Die Erfindung geht dabei von der Überlegung aus, dass ein besonders hoher Wirkungsgrad durch eine Reduzierung der Radialspalte im regulären Betrieb der Gasturbine möglich wäre. Dabei ist eine vergleichsweise große Auslegung der Radialspalte insbesondere deshalb erforderlich, weil sich die Turbine in unterschiedlichen Betriebszuständen unterschiedlich verformt. Dabei ist für die zeitliche Veränderung der Radialspalte die Verformung des Gehäuses infolge von montagebedingter Vorspannung und ungleichmäßiger Erwärmung verantwortlich. Dementsprechend könnte eine Reduzierung der Radialspalte möglich sein, indem die Verformung des Turbinengehäuses vermieden werden könnte.The invention is based on the consideration that a particularly high efficiency by reducing the radial gaps would be possible in regular operation of the gas turbine. In this case, a comparatively large dimension of the radial gaps is necessary in particular because the turbine deforms differently in different operating states. In this case, the deformation of the housing due to assembly-related bias and uneven heating is responsible for the temporal change of the radial gaps. Accordingly, a reduction of the radial gaps could be possible by avoiding the deformation of the turbine housing.

Die Verformung des Turbinengehäuses wird dabei durch die unterschiedlichen Aufwärm- und Abkühleigenschaften unterschiedlicher Bereiche des Turbinengehäuses, d. h. durch die unterschiedliche Wärmekapazität dieser Bereiche verursacht. Bestimmte Bereiche heizen sich schneller auf oder kühlen sich schneller ab als andere, was eine unterschiedlich schnelle thermische Ausdehnung zur Folge hat. Daher sollten diese Unterschiede ausgeglichen werden. Dies ist erreichbar, indem an der Innenwand des Turbinengehäuses bereichsweise jeweils eine Schicht angeordnet ist, wobei die jeweilige Schicht in ihren Wärmeleitungseigenschaften an die Wärmekapazität des jeweiligen Bereichs des Turbinengehäuses angepasst ist. Dabei kann eine derartige Schicht beispielsweise in Form vorgefertigter Platten vorgesehen sein, die dann mit der Innenwand des Turbinengehäuses verbunden werden oder es kann direkt eine entsprechende Beschichtung auf die Innenwand des Turbinengehäuses aufgebracht werden.The deformation of the turbine housing is characterized by the different warm-up and cooling properties of different areas of the turbine housing, d. H. caused by the different heat capacity of these areas. Certain areas heat up faster or cool faster than others, resulting in different rates of thermal expansion. Therefore, these differences should be compensated. This can be achieved by a respective layer is disposed in regions on the inner wall of the turbine housing, wherein the respective layer is adapted in its heat conduction properties of the heat capacity of the respective region of the turbine housing. In this case, such a layer can be provided for example in the form of prefabricated plates, which are then connected to the inner wall of the turbine housing or it can be applied directly to a corresponding coating on the inner wall of the turbine housing.

In vorteilhafter Ausgestaltung ist die jeweilige Schicht in einem Verbindungsbereich einer Anzahl von Segmenten oder in einem zentralen Bereich eines Segments angeordnet, da diese Bereiche die vergleichsweise größten Unterschiede in ihrem Abkühl- und Aufwärmverhalten aufweisen. Da die Segmente des Turbinengehäuses durch Flansche verbunden sind, sind sie vergleichsweise massiver ausgeführt. Demgegenüber weisen die zentralen Bereiche der Segmente, d. h. die Bereiche des Segmentes, die von den Rändern des Segmentes am weitesten entfernt sind, keine zusätzlichen Verbindungsmittel wie beispielsweise Flansche auf und sind entsprechend weniger massiv ausgestaltet. Dementsprechend sollte insbesondere in diesen Bereichen eine Anpassung der Wärmeleiteigenschaften durch Aufbringen einer entsprechenden Schicht erfolgen.In an advantageous embodiment, the respective layer is arranged in a connection region of a number of segments or in a central region of a segment, since these regions have the comparatively largest differences in their cooling and heating behavior. Since the segments of the turbine housing are connected by flanges, they are made comparatively massive. In contrast, the central regions of the segments, ie the regions of the segment furthest away from the edges of the segment are, no additional connection means such as flanges and are designed correspondingly less massive. Accordingly, an adjustment of the heat conduction properties should be carried out by applying a corresponding layer, especially in these areas.

Vorteilhafterweise besteht das Turbinengehäuse aus zwei miteinander verbundenen, im Wesentlichen abschnittsweise halbkegel- und/oder halbzylinderförmigen Segmenten. Dies ermöglicht eine besonders einfache Konstruktion des Turbinengehäuses. Bei einer derartigen Gasturbine, bei der das Turbinengehäuse aus zwei Teilen zusammengesetzt ist, welche im Wesentlichen ein unteres und ein oberes Gehäuse darstellen, existiert jeweils auf jeder Seite eine lange Verbindungsfuge, welche entlang der Turbinenwelle verläuft. Entlang dieser Verbindungsfugen sind jeweils Flansche vorgesehen, mit denen die beiden Turbinengehäusesegmente verbunden werden. Diese Bereiche sind daher besonders massiv ausgeführt. Demgegenüber sind die Bereiche, die am weitesten von den Verbindungsflanschen entfernt liegen, d. h. bei einer zweiteiligen Ausgestaltung die in Bezug auf die Turbinenwelle jeweils um 90° versetzten Bereiche entlang des Scheitels des Halbzylinders und/oder Halbkegels weit weniger massiv ausgestaltet als die Bereiche nahe der Verbindungsfugen. Daher sollte die jeweilige Schicht im Bereich der Verbindungsfugen der Segmente angeordnet sein oder im Bereich des Scheitels der Segmente, da dies die Bereiche mit den vergleichsweise größten Unterschieden in ihrem Abkühl- und Aufwärmverhalten sind.Advantageously, the turbine housing consists of two interconnected, substantially in sections semicircular and / or semi-cylindrical segments. This allows a particularly simple construction of the turbine housing. In such a gas turbine, in which the turbine housing is composed of two parts, which essentially constitute a lower and an upper housing, exists on each side of a long connecting joint, which runs along the turbine shaft. Along this connecting flanges flanges are provided, with which the two turbine housing segments are connected. These areas are therefore particularly massive. In contrast, the areas furthest from the connecting flanges are d. H. in a two-part embodiment, the areas offset by 90 ° with respect to the turbine shaft along the apex of the half-cylinder and / or half-cone are far less solid than the areas near the connecting joints. Therefore, the respective layer should be arranged in the region of the joints of the segments or in the region of the apex of the segments, since these are the regions with the comparatively largest differences in their cooling and heating behavior.

Beim Anfahren der Gasturbine erwärmen sich die zentralen Bereiche der Segmente des Turbinengehäuses durch die geringere Masse schneller als die Verbindungsbereiche der Segmente. Tritt also insbesondere beim Anfahren eine unterschiedliche thermische Ausdehnung auf, so sollte in den Verbindungsbereichen vorteilhafterweise eine wärmeeintragfördernde, d. h. wärmeleitende Schicht vorgesehen sein, die den Aufwärmprozess beim Anfahren der Gasturbine beschleunigen und somit die Unterschiede in der thermischen Verformung reduzieren.When the gas turbine starts up, the central regions of the segments of the turbine housing heat up faster than the connecting regions of the segments due to the lower mass. Thus, if a different thermal expansion occurs in particular when starting up, a heat-input-promoting, ie heat-conducting, layer should advantageously be provided in the connection regions, which accelerate the warm-up process when starting up the gas turbine and thus reduce the differences in the thermal deformation.

Vorteilhafterweise sollte in diesem Fall dann in den zentralen Bereichen der Segmente jeweils eine wärmedämmende Schicht vorgesehen sein, um hier die Erwärmung zu verlangsamen und die Unterschiede der thermischen Verformung noch weiter zu reduzieren oder sogar vermeiden.Advantageously, in this case, in each case a heat-insulating layer should be provided in the central regions of the segments in order to slow down the heating and further reduce or even avoid the differences in the thermal deformation.

Beim Abfahren der Gasturbine hingegen kühlen sich die zentralen Bereiche der Segmente des Turbinengehäuses durch die geringere Masse schneller ab als die Verbindungsbereiche der Segmente. Tritt also insbesondere beim Abfahren eine unterschiedliche thermische Ausdehnung auf, so sollte in den Verbindungsbereichen vorteilhafterweise eine wärmedämmende Schicht vorgesehen sein, so dass die Restwärme aus dem Inneren der Gasturbine den Abkühlprozess nicht zusätzlich verlangsamt und somit insgesamt ein schnelleres Abkühlen erreicht wird. Vorteilhafterweise sollte in diesem Fall dann in den zentralen Bereichen der Segmente jeweils eine wärmeeintragfördernde, d. h. wärmeleitende Schicht vorgesehen sein, um hier die Abkühlung zu verlangsamen und die Unterschiede der thermischen Verformung beim Abfahren zu reduzieren.By contrast, when the gas turbine is shut down, the central regions of the segments of the turbine housing cool faster due to the lower mass than the connecting regions of the segments. Thus, if a different thermal expansion occurs, in particular when driving off, then a heat-insulating layer should advantageously be provided in the connecting regions, so that the residual heat from the interior of the gas turbine does not additionally slow down the cooling process and thus overall faster cooling is achieved. Advantageously, in this case, in each case in the central regions of the segments, a heat input-promoting, d. H. thermally conductive layer may be provided to slow down the cooling and reduce the differences in the thermal deformation during shutdown.

In vorteilhafter Ausgestaltung enthält die jeweilige wärmeisolierende Schicht einen keramischen Werkstoff. Keramische Werkstoffe lassen sich durch gezielte Beeinflussung der Mikrostrukturen während der Herstellprozesse hinsichtlich Ausgangsmaterialien, Formgebung und Brand besonders gut an die jeweilige Anwendung anpassen. Insbesondere lässt sich die Wärmeleitfähigkeit eines keramischen Werkstoffes besonders gut beeinflussen und es ist eine besonders gute Wärmeisolation mittels eines entsprechend gefertigten keramischen Werkstoffs möglich. Weiterhin zeichnen sich keramische Werkstoffe durch eine besonders hohe Hitzebeständigkeit, Abrieb und Verschleißfestigkeit und Korrosionsbeständigkeit aus, wodurch sie besonders gut für den Einsatz in einer Gasturbine geeignet sind.In an advantageous embodiment, the respective heat-insulating layer contains a ceramic material. Ceramic materials can be adapted particularly well to the respective application by deliberately influencing the microstructures during the production processes with regard to starting materials, shaping and firing. In particular, the thermal conductivity of a ceramic material can be influenced particularly well, and a particularly good thermal insulation by means of a correspondingly produced ceramic material is possible. Furthermore, ceramic materials are characterized by a particularly high heat resistance, abrasion and wear resistance and corrosion resistance, making them particularly well suited for use in a gas turbine.

Vorteilhafterweise enthält die jeweilige wärmeleitende Schicht Kupfer. Kupfer ist ein hervorragender Wärmeleiter und ist daher für eine wärmeleitende Schicht besonders geeignet. Weiterhin ist Kupfer besonders gut formbar, da es ein relativ weiches Metall ist.Advantageously, the respective heat-conducting layer contains copper. Copper is an excellent conductor of heat and is therefore particularly suitable for a heat-conducting layer. Furthermore, copper is particularly malleable because it is a relatively soft metal.

In vorteilhafter Ausgestaltung kommt eine derartige Gasturbine in einer Gas- und Dampfturbinenanlage zum Einsatz.In an advantageous embodiment, such a gas turbine is used in a gas and steam turbine plant.

Die mit der Erfindung verbundenen Vorteile bestehen insbesondere darin, dass durch die Anordnung einer wärmeisolierenden Schicht im Verbindungsbereich eine Anzahl von Segmenten an der Innenwand des Turbinengehäuses die unterschiedliche thermische Ausdehnung von massiveren und weniger massiveren Teilen des Turbinengehäuses reduziert oder vermindert werden kann und somit eine Reduzierung der Radialspalte bei der Konstruktion der Gasturbine und eine damit verbundene Wirkungsgradsteigerung erzielt wird. Durch gezielte Aufbringung wärmeisolierender und wärmeleitender Schichten an der Innenwand des Turbinengehäuses kann somit eine Verformung des Gehäuses verhindert werden. Insbesondere beim An- und Abfahren der Gasturbine muss somit auf eine unterschiedliche Entwicklung der Radialspalte weniger Rücksicht genommen werden und es kann eine insgesamt knappere Auslegung der Radialspalte im Konstruktionsprozess erfolgen.The advantages associated with the invention are, in particular, that a number of segments on the inner wall of the turbine housing, the differential thermal expansion of solid and less massive parts of the turbine housing can be reduced or reduced by the arrangement of a heat-insulating layer in the connecting region and thus a reduction of Radial column in the construction of the gas turbine and an associated increase in efficiency is achieved. By targeted application of heat-insulating and heat-conducting layers on the inner wall of the turbine housing thus deformation of the housing can be prevented. In particular, when starting and stopping the gas turbine thus less consideration must be given to a different development of the radial gaps and there may be an overall tighter design of the radial gaps in the construction process.

Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung wird anhand einer Zeichnung näher erläutert. Darin zeigen:

FIG 1: einen Halbschnitt durch eine Gasturbine, und
FIG 2: einen zur Turbinenwelle senkrechten Schnitt durch das Gehäuse einer Gasturbine in schematischer Darstellung.

An embodiment of the invention will be explained in more detail with reference to a drawing. Show:

FIG. 1: a half section through a gas turbine, and
FIG. 2: a vertical to the turbine shaft section through the housing of a gas turbine in a schematic representation.

Gleiche Teile sind in beiden Figuren mit denselben Bezugszeichen versehen.
Die Gasturbine 1 gemäß FIG 1 weist einen Verdichter 2 für Verbrennungsluft, eine Brennkammer 4 sowie eine Turbineneinheit 6 zum Antrieb des Verdichters 2 und eines nicht dargestellten Generators oder einer Arbeitsmaschine auf. Dazu sind die Turbineneinheit 6 und der Verdichter 2 auf einer gemeinsamen, auch als Turbinenläufer bezeichneten Turbinenwelle 8 angeordnet, mit der auch der Generator bzw. die Arbeitsmaschine verbunden ist, und die um ihre Mittelachse 9 drehbar gelagert ist. Die in der Art einer Ringbrennkammer ausgeführte Brennkammer 4 ist mit einer Anzahl von Brennern 10 zur Verbrennung eines flüssigen oder gasförmigen Brennstoffs bestückt.Identical parts are provided in both figures with the same reference numerals.
The gas turbine 1 according to FIG. 1 has a compressor 2 for combustion air, a combustion chamber 4 and a turbine unit 6 for driving the compressor 2 and a non-illustrated Generator or a working machine. For this purpose, the turbine unit 6 and the compressor 2 are arranged on a common, also called turbine rotor turbine shaft 8, with which the generator or the working machine is connected, and which is rotatably mounted about its central axis 9. The running in the manner of an annular combustion chamber 4 is equipped with a number of burners 10 for the combustion of a liquid or gaseous fuel.

Die Turbineneinheit 6 weist eine Anzahl von mit der Turbinenwelle 8 verbundenen, rotierbaren Laufschaufeln 12 auf. Die Laufschaufeln 12 sind kranzförmig an der Turbinenwelle 8 angeordnet und bilden somit eine Anzahl von Laufschaufelreihen. Weiterhin umfasst die Turbineneinheit 6 eine Anzahl von feststehenden Leitschaufeln 14, die ebenfalls kranzförmig unter der Bildung von Leitschaufelreihen an einem Leitschaufelträger 16 der Turbineneinheit 6 befestigt sind. Die Laufschaufeln 12 dienen dabei zum Antrieb der Turbinenwelle 8 durch Impulsübertrag vom die Turbineneinheit 6 durchströmenden Arbeitsmedium M. Die Leitschaufeln 14 dienen hingegen zur Strömungsführung des Arbeitsmediums M zwischen jeweils zwei in Strömungsrichtung des Arbeitsmediums M gesehen aufeinander folgenden Laufschaufelreihen oder Laufschaufelkränzen. Ein aufeinander folgendes Paar aus einem Kranz von Leitschaufeln 14 oder einer Leitschaufelreihe und aus einem Kranz von Laufschaufeln 12 oder einer Laufschaufelreihe wird dabei auch als Turbinenstufe bezeichnet.The turbine unit 6 has a number of rotatable blades 12 connected to the turbine shaft 8. The blades 12 are arranged in a ring on the turbine shaft 8 and thus form a number of blade rows. Furthermore, the turbine unit 6 comprises a number of stationary vanes 14, which are also attached in a donut-like manner to a vane support 16 of the turbine unit 6 to form rows of vanes. The blades 12 serve to drive the turbine shaft 8 by momentum transfer from the turbine unit 6 flowing through the working medium M. The vanes 14, however, serve to guide the flow of the working medium M between two seen in the flow direction of the working medium M consecutive blade rows or blade rings. A successive pair of a ring of vanes 14 or a row of vanes and a ring of blades 12 or a blade row is also referred to as a turbine stage.

Jede Leitschaufel 14 weist eine Plattform 18 auf, die zur Fixierung der jeweiligen Leitschaufel 14 an einem Leitschaufelträger 16 der Turbineneinheit 6 als Wandelement angeordnet ist. Die Plattform 18 ist dabei ein thermisch vergleichsweise stark belastetes Bauteil, das die äußere Begrenzung eines Heißgaskanals für das die Turbineneinheit 6 durchströmende Arbeitsmedium M bildet. Jede Laufschaufel 12 ist in analoger Weise über eine auch als Schaufelfuß bezeichnete Plattform 19 an der Turbinenwelle 8 befestigt.Each vane 14 has a platform 18 which is arranged to fix the respective vane 14 to a vane support 16 of the turbine unit 6 as a wall element. The platform 18 is a thermally comparatively heavily loaded component which forms the outer boundary of a hot gas channel for the working medium M flowing through the turbine unit 6. Each blade 12 is attached to the turbine shaft 8 in an analogous manner via a platform 19, also referred to as a blade root.

Zwischen den beabstandet voneinander angeordneten Plattformen 18 der Leitschaufeln 14 zweier benachbarter Leitschaufelreihen ist jeweils ein Führungsring 21 an einem Leitschaufelträger 16 der Turbineneinheit 6 angeordnet. Die äußere Oberfläche jedes Führungsrings 21 ist dabei ebenfalls dem heißen, die Turbineneinheit 6 durchströmenden Arbeitsmedium M ausgesetzt und in radialer Richtung vom äußeren Ende der ihm gegenüber liegenden Laufschaufeln 12 durch einen Spalt beabstandet. Die zwischen benachbarten Leitschaufelreihen angeordneten Führungsringe 21 dienen dabei insbesondere als Abdeckelemente, die das Innengehäuse im Leitschaufelträger 16 oder andere Gehäuse-Einbauteile vor einer thermischen Überbeanspruchung durch das die Turbine 6 durchströmende heiße Arbeitsmedium M schützen.Between the spaced-apart platforms 18 of the guide vanes 14 of two adjacent rows of guide vanes, a guide ring 21 is arranged on a guide blade carrier 16 of the turbine unit 6. The outer surface of each guide ring 21 is also exposed to the hot, the turbine unit 6 flowing through the working medium M and spaced in the radial direction from the outer end of the opposite blades 12 through a gap. In this case, the guide rings 21 arranged between adjacent guide blade rows serve in particular as cover elements which protect the inner housing in the guide blade carrier 16 or other housing built-in components against thermal overstress by the hot working medium M flowing through the turbine 6.

Die Brennkammer 4 ist im Ausführungsbeispiel als so genannte Ringbrennkammer ausgestaltet, bei der eine Vielzahl von in Umfangsrichtung um die Turbinenwelle 8 herum angeordneten Brennern 10 in einen gemeinsamen Brennkammerraum münden. Dazu ist die Brennkammer 4 in ihrer Gesamtheit als ringförmige Struktur ausgestaltet, die um die Turbinenwelle 8 herum positioniert ist.The combustion chamber 4 is designed in the embodiment as a so-called annular combustion chamber, in which a plurality of circumferentially around the turbine shaft 8 arranged around burners 10 open into a common combustion chamber space. For this purpose, the combustion chamber 4 is configured in its entirety as an annular structure which is positioned around the turbine shaft 8 around.

FIG 2 zeigt nun schematisch das Turbinengehäuse 30 der Gasturbine 1 schematisch in einem Schnitt senkrecht zur Mittelachse 9. Das Turbinengehäuse 30 ist dabei zusammengesetzt aus einem oberen Teil 32 und einem unteren Teil 34. Die beiden Teile 32, 34 sind über Flansche 36 miteinander verbunden und bilden an ihrer Verbindungsstelle jeweils eine Fuge 38. FIG. 2 schematically shows the turbine housing 30 of the gas turbine 1 schematically in a section perpendicular to the central axis 9. The turbine housing 30 is composed of an upper part 32 and a lower part 34. The two parts 32, 34 are connected to each other via flanges 36 and form their joint a respective joint 38.

Durch das unterschiedliche Abkühl- bzw. Aufheizverhalten infolge der unterschiedlichen Wärmekapazität im Bereich der Fugen 38 gegenüber den Scheiteln 40 der Teile 32, 34 des Turbinengehäuses 30 können nun insbesondere im An- und Abfahrbetrieb der Gasturbine 1 Verformungen des Turbinengehäuses 30 auftreten. Da diese Verformungen bei der Dimensionierung der Radialspalte zwischen Laufschaufeln 12 und Turbinengehäuse 30 berücksichtigt werden müssen, sind diese Radialspalte entsprechend groß auszulegen, was einen geringeren Wirkungsgrad der Gasturbine 1 zur Folge hat.Due to the different cooling or heating behavior as a result of the different heat capacity in the region of the joints 38 with respect to the apexes 40 of the parts 32, 34 of the turbine housing 30, deformations of the turbine housing 30 can now occur, in particular during startup and shutdown operation of the gas turbine 1. Since these deformations in the dimensioning of the radial gaps between blades 12 and turbine housing 30th must be taken into account, these radial gaps are interpreted as large, which has a lower efficiency of the gas turbine 1 result.

Um die unterschiedliche Erwärmung der Bereiche der Fugen 38 und der Scheitel 40 beim Anfahren auszugleichen, sind im Verbindungsbereich an den Fugen 38 wärmeleitende Schichten 42 angeordnet. Diese Schichten können entweder als Platten oder direkt als Beschichtung der Innenwand des Turbinengehäuses 30 vorgesehen sein und können beispielsweise Kupfer enthalten. Dadurch erwärmen sich die Verbindungsbereiche schneller. Gleichzeitig sind im Bereich der Scheitel 40 jeweils wärmeisolierende Schichten 44 angeordnet, die beispielsweise einen keramischen Werkstoff enthalten können. Diese sorgen hier für eine langsamere Erwärmung. Somit werden die unterschiedlichen Wärmeleiteigenschaften der Bereiche an den Fugen 38 und Scheitel 40 durch die Schichten 42, 44 ausgeglichen und die Verformung des Turbinengehäuses 30 reduziert oder verhindert.In order to compensate for the different heating of the regions of the joints 38 and the apex 40 during start-up, heat-conducting layers 42 are arranged in the connection region at the joints 38. These layers may be provided either as plates or directly as a coating of the inner wall of the turbine housing 30 and may, for example, contain copper. As a result, the connection areas heat up faster. At the same time, heat-insulating layers 44, which may contain, for example, a ceramic material, are arranged in each case in the region of the apexes 40. These provide for a slower warming here. Thus, the different thermal conduction properties of the areas at the joints 38 and vertex 40 are balanced by the layers 42, 44 and the deformation of the turbine housing 30 is reduced or prevented.

Sollten die Verformungen hauptsächlich beim Abfahren der Gasturbine 1 auftreten, können die wärmeisolierenden Schichten 44 und die wärmeleitenden Schichten 42 vertauscht werden, um die Restwärme aus dem Innenbereich der Gasturbine 1 zum Ausgleich der unterschiedlichen Abkühlung des Turbinengehäuses 30 zu nutzen.If the deformations occur mainly when the gas turbine 1 is being shut down, the heat-insulating layers 44 and the heat-conducting layers 42 can be interchanged in order to utilize the residual heat from the inner region of the gas turbine 1 to compensate for the different cooling of the turbine housing 30.

Durch die Anordnung von wärmeisolierenden Schichten 42 bzw. wärmeleitenden Schichten 44 kann die unterschiedliche Erwärmung und Abkühlung des Turbinengehäuses 30 in verschiedenen Bereichen und somit die Ovalisierung des Gehäuses vermieden werden. Dadurch lassen sich bei der Konstruktion der Gasturbine 1 die Radialspalte entsprechend kleiner auslegen, was insgesamt einen wesentlich höheren Wirkungsgrad der Gasturbine 1 ohne Einbußen hinsichtlich der betrieblichen Sicherheit zur Folge hat.The arrangement of heat-insulating layers 42 and heat-conducting layers 44, the different heating and cooling of the turbine housing 30 in different areas and thus the ovalization of the housing can be avoided. As a result, in the design of the gas turbine 1, the radial gaps can be designed correspondingly smaller, resulting in a significantly higher overall efficiency of the gas turbine 1 without sacrificing operational safety.

Claims

Turbine housing (30) for a gas turbine, which comprises at least two interconnected segments,
wherein on the inner wall of the turbine housing (30) in each case a layer (42) is arranged in regions,
wherein the respective layer is adapted in its heat conduction properties to the heat capacity of the respective region of the turbine housing.

Turbine housing (30) according to claim 1,
wherein the respective layer is arranged in a connection region of a number of segments or in a central region of a segment.

Turbine housing (30) according to claim 1 or 2,
in which the turbine housing (30) consists of two interconnected, substantially sectionally semi-conical and / or semi-cylindrical segments,
wherein the respective layer in the region of the connecting joints (38) of the segments and / or in the region of the apex of the segments is arranged.

Turbine housing (30) according to one of claims 1 to 3, wherein in each case a heat-conducting layer (42) is arranged in a connection region of a number of segments.

A turbine housing (30) according to any one of claims 1 to 4, wherein a heat insulating layer (44) is disposed in a central portion of a segment.

The turbine casing (30) according to any one of claims 1 to 3, wherein a heat-insulating layer (42) is disposed in each of a connecting portion of a plurality of segments.

Turbine housing (30) according to one of claims 1 to 3 or 6,
in which a heat-conducting layer (44) is arranged in a central region of a segment.

A turbine housing (30) according to any one of claims 1 to 7, wherein the respective heat-insulating layer (42) comprises a ceramic material.

A turbine housing (30) according to any one of claims 1 to 8, wherein the respective heat-conducting layer (44) comprises copper.

A gas turbine (1) comprising a number of rotor blades (12), each arranged in a row of blades, arranged on a turbine shaft (8) and having a number of guide vanes (14), each grouped into rows of guide blades, attached to a turbine housing (30).
wherein the turbine housing (30) consists of a plurality of interconnected segments,
wherein the turbine housing (30) according to any one of claims 1 to 9 is formed.

Gas and steam turbine plant with a gas turbine (1) according to claim 10.