EP1138881A2 - Turbine casing for an axial gas turbine - Google Patents
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- EP1138881A2 EP1138881A2 EP01106613A EP01106613A EP1138881A2 EP 1138881 A2 EP1138881 A2 EP 1138881A2 EP 01106613 A EP01106613 A EP 01106613A EP 01106613 A EP01106613 A EP 01106613A EP 1138881 A2 EP1138881 A2 EP 1138881A2
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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- F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
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- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2220/00—Application
- F05D2220/30—Application in turbines
- F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
Definitions
- the present invention relates to a turbine housing for an axially flowing gas turbine, at least a hot gas space between a compressor stage and encloses a turbine stage and an outer shell as an outer boundary and an inner component has the hot gas space over an intermediate space separates from the outer shell.
- Turbine housings manufactured are system-dependent limited in their mechanical and thermal resilience.
- the object of the present invention is therein, a turbine housing for an axially flow To provide gas turbine that can be manufactured inexpensively is and very high pressures and temperatures withstands. So the turbine housing should be in the range of one Compressor end pressure of over 30 bar at temperatures can be operated from 550 to 570 ° C without any problems.
- the task is with the turbine housing according to claim 1 solved.
- Advantageous embodiments of this Housing are the subject of the dependent claims.
- the invention Turbine housing that has at least one hot gas space between a compressor stage and a turbine stage encloses and an outer shell as an outer boundary has a separate from the outer shell provided internal component that the hot gas space over a Separate the space from the outer shell.
- the inner component is like this over two axial interfaces connected to the outer shell that the space is sealed against the hot gas space.
- the turbine housing according to the invention is thus out an outer shell and an inner component.
- the inner component hereinafter also called the hot gas component referred to, designed so that it both the circumferential stresses due to the pressure difference between the hot gas space and the space as well as the high one withstands the temperature in the hot gas chamber.
- This hot gas component is therefore preferably made of one high quality material.
- the outer shell only needs to be sufficient have a rigid construction around the static ones Forces of the gas turbine transmitted and on the other hand the pressure difference between the gap and the To be able to withstand the surrounding atmosphere.
- the temperature, that acts on the outer shell is due to the Separation from the hot gas space via the inner component and the space significantly reduced. This temperature load can be done by a suitable cooling air duct in the between the inner component and the outer shell formed space can also be counteracted. This also reduces that in steam and gas turbines known phenomenon of the so-called usually caused by a deformation of the stator becomes.
- the Turbine housing is the inner component by surface pressure acting in the axial direction connected to the outer shell.
- the outer shell preferably two inward circumferential Projections or webs as axial interfaces, on which the inner component is placed.
- the inner component this requires sufficient flexibility in the axial direction have to over the entire operating cycle of the gas turbine at the axial interfaces to the outer housing sufficient surface pressure for the sealing effect to be achieved build up.
- the sealing effect is preferred achieved by metallic sealing, both the axial interfaces as well as those in contact coming surfaces of the inner component metallic sealing surfaces exhibit.
- the outer shell with the webs a sufficiently rigid construction have the due to the surface pressure for to absorb metallic sealing occurring axial forces. This configuration allows the invention Turbine housing realized in a very simple way become.
- the materials for the outer shell and that Inner component selected such that during operation sufficient surface pressure between the interfaces the components for sealing are available.
- the thermal coefficient of linear expansion of the material lower is preferably chosen for the inner component than that for the outer shell. Different thermal Strains due to the effects on both components different temperatures can be compensated become.
- the materials are in any case chosen so that the sealing effect between the inner component and the outer shell during operation subsides.
- a medium under Pressure in the space between the inner component and the outer shell can, for example, at a pressure of 32 bar in the hot gas space a pressure of 16 bar in the space be respected.
- Inner component and outer shell must in this case only a pressure difference of Can withstand 16 bar.
- the turbine housing according to the invention enables further that even at high pressure ratios of the Compressor and large component diameters smaller Flange fittings as well as simpler materials and geometries for the outer shell and the inner component can be chosen. This also leads to a reduction in the cost of providing a such turbine housing.
- Another advantage is the simple manufacture of the housing, in which the inner component only clamped between the two axial interfaces must become. Other joining techniques that lead to thermal stresses or cracks might not be necessary.
- FIG. 1 An example of a turbine housing for an axial Flow through gas turbine is shown schematically in Figure 1.
- the figure shows the upper part of the Housing structure arranged symmetrically about a central axis 8.
- the central axis corresponds to the axis the gas turbine along which the shaft with the turbine and compressor blades.
- the housing is there from the outer shell 1 and the inner component 2.
- both enclose the hot gas space 5 ring-like. It closes on the right (not shown) compressor stage 7, on the left Expansion space 6 side with the (not shown) Turbine stage.
- the combustion chamber wall is in the hot gas chamber 5 9 (only schematically) indicated.
- Form the combustion chamber can be any.
- the hot gas chamber 5 contains the compressor stages 7 incoming compressed air at high Temperature and those escaping from the combustion chamber are called gases.
- the hot gas chamber 5 is enclosed by the inner component 2. Between the inner component 2 and the outer shell 1 an annular space 3 is formed, which over the axial interfaces 4 sealed by the hot gas chamber 5 is.
- the interfaces 4 are in the form of metallic sealing surfaces formed on the end faces of the inner member Press 2 so that a surface pressure is applied to the metallic densities is effected.
- the inner component 2 is here during assembly with a defined assembly gap clamped between the two interfaces 4. In the transient driving area, during the start and parking, takes on an additional element (e.g. a built-in membrane seal) the sealing function. In normal operation, the outer shell 1 and the inner component 2 clamped together.
- the interfaces themselves are in this case as radial revolutions or webs, the sealing surfaces of which are vertical run to the central axis 8.
- Both outer shell 1 as well as inner component 2 have a in this area domed shape. With this form the Clamping the inner component 2 between the two axial interfaces 4 supported.
- the seal between the hot gas chamber 5 and the Annulus 3 enables significantly different pressure conditions in the annulus than those in the hot gas space.
- the Inner component 2 must therefore only the pressure difference between Wear hot gas space and annulus while the outer shell 1 only the pressure difference between Annulus 3 and the environment 10, that is, the atmospheric pressure, as well as the static forces of the gas turbine has to withstand.
- the separation of the outer shell 1 from Hot gas space 5 via the inner component 2 and the annular space 3 further reduces the temperature load on the outer shell 1, so this is made of normal heat resistant Material can be made.
- the outer shell 1 can be made of Stg41T can be made during higher temperature loads exposed inner component 2 for example is made from the material Stg10T.
- Figure 2 shows the same embodiment again in a perspective sectional view.
- the curved shape of the outer shell 1 and the inner component 2 with the intermediate Annulus 3 can be seen very well.
- the two are the same axial interfaces 4 through by the outer shell 1 inward circumferential webs are formed, evident. These interfaces 4 are preferred made integrally with the outer shell.
- the outer shell 1 of such a turbine housing can be made very easily with a casting technique become. That separating the hot gas space 5 from the annular space 3 Inner component 2 then only has to be between the two Interfaces 4 are clamped.
- Suitable material differences between the material of the inner component 2 and the material of the outer shell 1 enable an almost temperature-independent Surface pressure of the inner component 2 on the axial Interfaces 4.
- the feeders for the supply of a medium, for example a cooling medium like air, not recognizable in the annular space 3.
- a prescribable pressure can be set via these feeds maintained in the annulus.
Abstract
Description
Die vorliegende Erfindung betrifft ein Turbinengehäuse für eine axial durchströmte Gasturbine, das zumindest einen Heißgasraum zwischen einer Verdichterstufe und einer Turbinenstufe umschließt und eine Außenschale als äußere Begrenzung sowie ein Innenbauteil aufweist, das den Heißgasraum über einen Zwischenraum von der Außenschale abtrennt.The present invention relates to a turbine housing for an axially flowing gas turbine, at least a hot gas space between a compressor stage and encloses a turbine stage and an outer shell as an outer boundary and an inner component has the hot gas space over an intermediate space separates from the outer shell.
Bei axial durchströmten Gasturbinen sind in der Regel die ein oder mehreren Verdichterstufen sowie die ein oder mehreren Turbinenstufen auf einer einzigen Welle angeordnet. Die aus dem Verdichter strömende hochkomprimierte und erhitzte Luft wird einer innerhalb des Turbinengehäuses zwischen Verdichterstufe und Turbinenstufe liegenden Brennkammer zugeführt. Aufgrund der in diesem Bereich auftretenden hohen Druckwerte und Temperaturen ist das Turbinengehäuse einer hohen Belastung ausgesetzt.In the case of gas turbines with axial flow, in the Rule the one or more compressor stages and the one or more turbine stages on a single one Shaft arranged. The flowing out of the compressor highly compressed and heated air becomes one within of the turbine housing between the compressor stage and the turbine stage lying combustion chamber supplied. Because of the high pressure values occurring in this area and Temperatures is the turbine housing of a high load exposed.
Die Entwicklung hochverdichtender Kompressoren mit steigenden Verdichterendtemperaturen führt zu immer höheren Anforderungen an die mechanische und thermische Stabilität des Turbinengehäuses. Für die mit steigendem Druckverhältnis zunehmende thermische und mechanische Belastung müssen ständig hochwertigere Materialien gefunden und eingesetzt werden. Gleichzeitig müssen immer größere Trennflanschverschraubungen für das Turbinengehäuse vorgesehen werden, um diesen Belastungen standzuhalten. Beides verteuert die Anlagen in erheblichem Maße.The development of high compression compressors with increasing compressor end temperatures leads to ever higher ones Mechanical and thermal requirements Stability of the turbine housing. For those with increasing Pressure ratio increasing thermal and mechanical Stress must constantly find higher quality materials and be used. At the same time always larger flange connections for the turbine housing be provided to withstand these loads. Both make the systems considerably more expensive.
Ein weiterer begrenzender Faktor sind die im Industriegasturbinenbereich eingesetzten Fertigungsverfahren, bei denen die das Turbinengehäuse bildenden Außenschalen gegossen werden. Mit derartigen Gussverfahren hergestellte Turbinengehäuse sind jedoch systembedingt in ihrer mechanischen und thermischen Belastbarkeit begrenzt.Another limiting factor is that in the industrial gas turbine sector manufacturing processes used, in which the outer shells forming the turbine housing be poured. With such casting processes Turbine housings manufactured are system-dependent limited in their mechanical and thermal resilience.
Die Aufgabe der vorliegenden Erfindung besteht darin, ein Turbinengehäuse für eine axial durchströmte Gasturbine bereitzustellen, das kostengünstig herzustellen ist und sehr hohen Drücken und Temperaturen standhält. So soll das Turbinengehäuse im Bereich eines Verdichterenddruckes von über 30 bar bei Temperaturen von 550 bis 570°C problemlos betrieben werden können.The object of the present invention is therein, a turbine housing for an axially flow To provide gas turbine that can be manufactured inexpensively is and very high pressures and temperatures withstands. So the turbine housing should be in the range of one Compressor end pressure of over 30 bar at temperatures can be operated from 550 to 570 ° C without any problems.
Die Aufgabe wird mit dem Turbinengehäuse nach Anspruch 1 gelöst. Vorteilhafte Ausgestaltungen dieses Gehäuses sind Gegenstand der Unteransprüche. Das erfindungsgemäße Turbinengehäuse, das zumindest einen Heißgasraum zwischen einer Verdichterstufe und einer Turbinenstufe umschließt und eine Außenschale als äußere Begrenzung aufweist, hat ein getrennt von der Außenschale vorgesehenes Innenbauteil, das den Heißgasraum über einen Zwischenraum von der Außenschale abtrennt. Das Innenbauteil ist über zwei axiale Schnittstellen derart mit der Außenschale verbunden, dass der Zwischenraum gegen den Heißgasraum abgedichtet ist.The task is with the turbine housing according to claim 1 solved. Advantageous embodiments of this Housing are the subject of the dependent claims. The invention Turbine housing that has at least one hot gas space between a compressor stage and a turbine stage encloses and an outer shell as an outer boundary has a separate from the outer shell provided internal component that the hot gas space over a Separate the space from the outer shell. The inner component is like this over two axial interfaces connected to the outer shell that the space is sealed against the hot gas space.
Das erfindungsgemäße Turbinengehäuse ist somit aus einer Außenschale und einem inneren Bauteil zusammengesetzt. Durch die Anordnung der beiden Bestandteile weist der zwischen dem Innenbauteil und der Außenschale gebildete Zwischenraum einen geringeren Druck und eine geringere Temperatur auf als der vom Innenbauteil umschlossene Heißgasraum. Dies wird insbesondere durch die Abdichtung des Zwischenraums vom Heißgasraum ermöglicht. Über geeignete Zuführungen zu diesem Zwischenraum kann darin ein vorgebbarer Druck eingestellt werden.The turbine housing according to the invention is thus out an outer shell and an inner component. By arranging the two components points between the inner component and the outer shell formed a lower pressure and a space lower temperature than that enclosed by the inner component Hot gas room. This is particularly through the sealing of the space from the hot gas space enables. About suitable feeders to this space a predefinable pressure can be set.
Durch diese Aufteilung des erfindungsgemäßen Turbinengehäuses in Außenschale und Innenbauteil werden die thermischen und mechanischen Belastungen während des Betriebes auf beide Bauteile aufgeteilt. Hierbei ist das Innenbauteil, im folgenden auch als Heißgasbauteil bezeichnet, derart ausgestaltet, dass es sowohl den Umfangsspannungen aufgrund des Druckunterschiedes zwischen Heißgasraum und Zwischenraum wie auch der hohen im Heißgasraum vorliegenden Temperatur standhält. Dieses Heißgasbauteil wird daher vorzugsweise aus einem hochwertigen Material gefertigt.By dividing the turbine housing according to the invention in the outer shell and inner component the thermal and mechanical loads during of the company divided between the two components. Here is the inner component, hereinafter also called the hot gas component referred to, designed so that it both the circumferential stresses due to the pressure difference between the hot gas space and the space as well as the high one withstands the temperature in the hot gas chamber. This hot gas component is therefore preferably made of one high quality material.
Die Außenschale muss lediglich eine ausreichend steife Konstruktion aufweisen um einerseits die statischen Kräfte der Gasturbine übertragen und andererseits dem Druckunterschied zwischen dem Zwischenraum und der Umgebungsatmosphäre stand halten zu können. Die Temperatur, die auf die Außenschale wirkt, ist aufgrund der Abtrennung vom Heißgasraum über das Innenbauteil und den Zwischenraum deutlich vermindert. Dieser Temperaturbelastung kann durch eine geeignete Kühlluftführung in dem zwischen dem Innenbauteil und der Außenschale gebildeten Zwischenraum zusätzlich entgegengewirkt werden. Dies vermindert ebenfalls das bei Dampf- und Gasturbinen bekannte Phänomen des sog. "Katzbuckelns" das in der Regel durch eine Verformung des Stators hervorgerufen wird.The outer shell only needs to be sufficient have a rigid construction around the static ones Forces of the gas turbine transmitted and on the other hand the pressure difference between the gap and the To be able to withstand the surrounding atmosphere. The temperature, that acts on the outer shell is due to the Separation from the hot gas space via the inner component and the space significantly reduced. This temperature load can be done by a suitable cooling air duct in the between the inner component and the outer shell formed space can also be counteracted. This also reduces that in steam and gas turbines known phenomenon of the so-called usually caused by a deformation of the stator becomes.
Durch den erfindungsgemäßen Aufbau des Turbinengehäuses kann dieses bei Verdichterenddrücken von über 30 bar und den damit zusammenhängenden hohen Temperaturen betrieben werden. Durch die reduzierten Anforderungen an die Außenschale läßt sich diese mit konventionellen Gussmethoden und einfachen Werkstoffen herstellen, während hochwertige Werkstoffe nur für das den hohen Temperatur- und Druckbereichen ausgesetzte Innenbauteil erforderlich sind.Due to the construction of the turbine housing according to the invention this can be done at compressor end pressures of over 30 bar and the associated high temperatures operate. Due to the reduced requirements this can be attached to the outer shell using conventional Manufacture casting methods and simple materials while high quality materials only for the high temperature and internal areas exposed to pressure areas required are.
In einer sehr vorteilhaften Ausführungsform des erfindungsgemäßen Turbinengehäuses ist das Innenbauteil durch in axiale Richtung wirkende Flächenpressung mit der Außenschale verbunden. Hierbei weist die Außenschale vorzugsweise zwei nach innen gerichtete umlaufende Vorsprünge oder Stege als axiale Schnittstellen auf, auf die das Innenbauteil aufsetzt. Das Innenbauteil muss hierzu genügend Flexibilität in axialer Richtung aufweisen, um über den gesamten Betriebszyklus der Gasturbine an den axialen Schnittstellen zum Außengehäuse genügend Flächenpressung für die zu erzielende Dichtwirkung aufzubauen. Die Dichtwirkung wird vorzugsweise durch metallisches Dichten erzielt, wobei sowohl die axialen Schnittstellen wie auch die damit in Berührung kommenden Flächen des Innenbauteils metallische Dichtflächen aufweisen. Selbstverständlich muss die Außenschale mit den Stegen eine ausreichend steife Konstruktion aufweisen, um die aufgrund der Flächenpressung für metallisches Dichten auftretenden axialen Kräfte aufzunehmen. Durch diese Ausgestaltung kann das erfindungsgemäße Turbinengehäuse auf sehr einfache Weise realisiert werden.In a very advantageous embodiment of the Turbine housing according to the invention is the inner component by surface pressure acting in the axial direction connected to the outer shell. Here, the outer shell preferably two inward circumferential Projections or webs as axial interfaces, on which the inner component is placed. The inner component this requires sufficient flexibility in the axial direction have to over the entire operating cycle of the gas turbine at the axial interfaces to the outer housing sufficient surface pressure for the sealing effect to be achieved build up. The sealing effect is preferred achieved by metallic sealing, both the axial interfaces as well as those in contact coming surfaces of the inner component metallic sealing surfaces exhibit. Of course, the outer shell with the webs a sufficiently rigid construction have the due to the surface pressure for to absorb metallic sealing occurring axial forces. This configuration allows the invention Turbine housing realized in a very simple way become.
In einer weiteren Ausgestaltung des Turbinengehäuses werden die Werkstoffe für die Außenschale und das Innenbauteil derart gewählt, dass während des Betriebs eine ausreichende Flächenpressung zwischen den Schnittstellen der Bauteile zur Abdichtung vorhanden ist. Der thermische Längenausdehnungskoeffizient des Werkstoffes für das Innenbauteil wird vorzugsweise geringer gewählt als der für die Außenschale. Unterschiedliche thermische Dehnungen aufgrund der auf beide Bauteile wirkenden unterschiedlichen Temperaturen können dadurch ausgeglichen werden. Die Materialien werden in jedem Falle so gewählt, dass die Dichtwirkung zwischen dem Innenbauteil und der Außenschale während des Betriebes nicht nachlässt.In a further embodiment of the turbine housing the materials for the outer shell and that Inner component selected such that during operation sufficient surface pressure between the interfaces the components for sealing are available. The thermal coefficient of linear expansion of the material lower is preferably chosen for the inner component than that for the outer shell. Different thermal Strains due to the effects on both components different temperatures can be compensated become. The materials are in any case chosen so that the sealing effect between the inner component and the outer shell during operation subsides.
Durch geeignete Zuführung eines Mediums unter Druck in den Zwischenraum zwischen Innenbauteil und Außenschale kann beispielsweise bei einem Druck von 32 bar im Heißgasraum ein Druck von 16 bar im Zwischenraum eingehalten werden. Innenbauteil und Außenschale müssen in diesem Fall nur jeweils einem Druckunterschied von 16 bar standhalten können.By appropriately feeding a medium under Pressure in the space between the inner component and the outer shell can, for example, at a pressure of 32 bar in the hot gas space a pressure of 16 bar in the space be respected. Inner component and outer shell must in this case only a pressure difference of Can withstand 16 bar.
Das erfindungsgemäße Turbinengehäuse ermöglicht weiterhin, dass auch bei hohen Druckverhältnissen des Verdichters und großen Durchmessern der Bauteile kleinere Trennflanchverschraubungen sowie einfachere Materialien und Geometrien für die Außenschale und das Innenbauteil gewählt werden können. Auch dies führt zu einer Reduzierung der Kosten für die Bereitstellung eines derartigen Turbinengehäuses.The turbine housing according to the invention enables further that even at high pressure ratios of the Compressor and large component diameters smaller Flange fittings as well as simpler materials and geometries for the outer shell and the inner component can be chosen. This also leads to a reduction in the cost of providing a such turbine housing.
Ein weiterer Vorteil liegt in der einfachen Herstellung des Gehäuses, bei dem das Innenbauteil lediglich zwischen den beiden axialen Schnittstellen eingespannt werden muss. Weitere Verbindungstechniken, die zu thermischen Spannungen oder Rissbildungen führen könnten, sind hierbei nicht erforderlich.Another advantage is the simple manufacture of the housing, in which the inner component only clamped between the two axial interfaces must become. Other joining techniques that lead to thermal stresses or cracks might not be necessary.
Das erfindungsgemäße Turbinengehäuse wird nachfolgend ohne Beschränkung des allgemeinen Erfindungsgedankens anhand eines Ausführungsbeispiels in Verbindung mit den Zeichnungen nochmals erläutert. Hierbei zeigen:
- Figur 1
- schematisch einen Schnitt durch ein beispielhaftes Turbinengehäuse; und
Figur 2- das Turbinengehäuse aus Figur 1 in perspektivischer Schnittansicht.
- Figure 1
- schematically shows a section through an exemplary turbine housing; and
- Figure 2
- the turbine housing of Figure 1 in a perspective sectional view.
Ein Beispiel eines Turbinengehäuse für eine axial
durchströmte Gasturbine ist schematisch in Figur 1 dargestellt.
Die Figur zeigt hierbei den oberen Teil der
symmetrisch um eine Mittelachse 8 angeordneten Gehäusestruktur.
Die Mittelachse entspricht hierbei der Achse
der Gasturbine, entlang der die Welle mit den Turbinen-
und Verdichterschaufeln verläuft. Das Gehäuse besteht
aus der Außenschale 1 und dem Innenbauteil 2.
Beide umschließen im vorliegenden Fall den Heißgasraum
5 ringartig. Auf der rechten Seite schließt sich die
(nicht dargestellte) Verdichterstufe 7, auf der linken
Seite der Expansionsraum 6 mit der (nicht dargestellten)
Turbinenstufe an. Im Heißgasraum 5 ist die Brennkammerwandung
9 (nur schematisch) angedeutet. Die Form
der Brennkammer kann beliebig ausfallen. Hierbei können
sowohl Ringbrennkammern wie auch mehrstufige Brennkammern,
wie sie aus dem Stand der Technik bekannt sind,
vorgesehen sein. Der Heißgasraum 5 enthält von den Verdichterstufen
7 eingeströmte verdichtete Luft auf hoher
Temperatur sowie die aus der Brennkammer entweichenden
heißen Gase.An example of a turbine housing for an axial
Flow through gas turbine is shown schematically in Figure 1.
The figure shows the upper part of the
Housing structure arranged symmetrically about a central axis 8.
The central axis corresponds to the axis
the gas turbine along which the shaft with the turbine
and compressor blades. The housing is there
from the outer shell 1 and the
Der Heißgasraum 5 wird vom Innenbauteil 2 umschlossen.
Zwischen dem Innenbauteil 2 und der Außenschale
1 ist ein Ringraum 3 gebildet, der über die
axialen Schnittstellen 4 vom Heißgasraum 5 abgedichtet
ist. Die Schnittstellen 4 sind als metallische Dichtflächen
ausgebildet, auf die die Endflächen des Innenbauteiles
2 drücken, so dass eine Flächenpressung zum
metallischen Dichten bewirkt wird. Das Innenbauteil 2
ist hierbei während der Montage mit definiertem Montagespalt
zwischen die beiden Schnittstellen 4 eingespannt.
Im transienten Fahrbereich, während des Starts
und dem Abstellen, übernimmt ein zusätzliches Element
(z.B. eine eingebaute Membrandichtung) die Dichtfunktion.
Im normalen Betriebsfall sind Außenschale 1 und Innenbauteil
2 miteinander verspannt. Die Schnittstellen
selbst sind in diesem Fall als radial umlaufende Erhebungen
bzw. Stege ausgeführt, deren Dichtflächen senkrecht
zur Mittelachse 8 verlaufen. Sowohl Außenschale 1
als auch Innenbauteil 2 weisen in diesem Bereich eine
nach außen gewölbte Form auf. Durch diese Form wird die
Einspannung des Innenbauteils 2 zwischen die beiden
axialen Schnittstellen 4 unterstützt.The
Die Abdichtung zwischen dem Heißgasraum 5 und dem
Ringraum 3 ermöglicht deutlich andere Druckverhältnisse
im Ringraum als die, die im Heißgasraum vorliegen. Das
Innenbauteil 2 muss somit nur die Druckdifferenz zwischen
Heißgasraum und Ringraum tragen, während die Außenschale
1 lediglich den Druckunterschied zwischen
Ringraum 3 und der Umgebung 10, das heißt dem Atmosphärendruck,
sowie den statischen Kräften der Gasturbine
standhalten muss. Die Trennung der Außenschale 1 vom
Heißgasraum 5 über das Innenbauteil 2 und den Ringraum
3 erniedrigt weiterhin die Temperaturbelastung der Außenschale
1, so dass diese aus normal wärmebeständigem
Material gefertigt werden kann.The seal between the
So kann die Außenschale 1 beispielsweise aus
Stg41T gefertigt sein, während das höheren Temperaturbelastungen
ausgesetzte Innenbauteil 2 beispielsweise
aus dem Werkstoff Stg10T gefertigt wird.For example, the outer shell 1 can be made of
Stg41T can be made during higher temperature loads
exposed
Bei herkömmlich ausgestalteten Turbinengehäusen müsste das gesamte Gehäuse aus dem hochwertigeren Material gebildet werden. Auch in diesem Fall würde ein derartiges Gehäuse in Gussform möglicherweise den hohen Innendrücken nicht standhalten können.In the case of conventionally designed turbine housings the entire case would have to be made of the higher quality material be formed. In this case, too such a molded housing may be the high one Cannot withstand internal pressures.
Im Gegensatz dazu muss beim erfindungsgemäßen Turbinengehäuse lediglich das Innenbauteil aus einem hochwertigen wärmebeständigen Material gebildet werden, während die Außenschale in herkömmlicher Weise gegossen werden kann. Dies reduziert zum einen die Kosten, zum anderen hält diese Konstruktion einem höheren Verdichterenddruck stand.In contrast, in the turbine housing according to the invention only the inner part made of high quality heat-resistant material are formed, while the outer shell is cast in a conventional manner can be. On the one hand, this reduces costs others, this design holds a higher compressor end pressure was standing.
Figur 2 zeigt das gleiche Ausführungsbeispiel
nochmals in perspektivischer Schnittdarstellung. In
dieser Ansicht ist die gewölbte Form der Außenschale 1
sowie des Innenbauteils 2 mit dem dazwischen liegenden
Ringraum 3 sehr gut zu erkennen. Ebenso sind die beiden
axialen Schnittstellen 4, die durch von der Außenschale
1 nach innen gerichtete umlaufende Stege gebildet werden,
ersichtlich. Diese Schnittstellen 4 werden vorzugsweise
integral mit der Außenschale gefertigt.Figure 2 shows the same embodiment
again in a perspective sectional view. In
this view is the curved shape of the outer shell 1
and the
Die Außenschale 1 eines derartigen Turbinengehäuses
kann sehr einfach mit einer Gusstechnik hergestellt
werden. Das den Heißgasraum 5 vom Ringraum 3 abtrennende
Innenbauteil 2 muss dann lediglich zwischen die beiden
Schnittstellen 4 eingespannt werden.The outer shell 1 of such a turbine housing
can be made very easily with a casting technique
become. That separating the
Geeignete Materialunterschiede zwischen dem Werkstoff
des Innenbauteils 2 und dem Werkstoff der Außenschale
1 ermöglichen eine nahezu temperaturunabhängige
Flächenpressung des Innenbauteils 2 auf die axialen
Schnittstellen 4. In der Figur sind die Zuführungen für
die Zufuhr eines Mediums, beispielsweise eines Kühlmediums
wie Luft, in den Ringraum 3 nicht zu erkennen.
Über diese Zuführungen läßt sich ein vorgebbarer Druck
im Ringraum aufrechterhalten. Suitable material differences between the material
of the
- 11
- AußenschaleOuter shell
- 22nd
- InnenbauteilInternal component
- 33rd
- RingraumAnnulus
- 44th
- Axiale SchnittstelleAxial interface
- 55
- HeißgasraumHot gas room
- 66
- Expansionsraum (Turbinenstufe)Expansion space (turbine stage)
- 77
- VerdichterstufeCompressor stage
- 88th
- MittelachseCentral axis
- 99
- BrennkammerwandungCombustion chamber wall
- 1010th
- UmgebungSurroundings
Claims (7)
wobei das Innenbauteil (2) über zwei axiale Schnittstellen (4) derart mit der Außenschale (1) verbunden ist, daß der Zwischenraum (3) gegen den Heißgasraum (5) abgedichtet ist.Turbine housing for an axially flow-through gas turbine, which encloses at least one hot gas space (5) between a compressor stage (7) and a turbine stage (6) and has an outer shell (1) as an outer boundary and an inner component (2) which defines the hot gas space via an intermediate space (3) separated from the outer shell (1),
the inner component (2) being connected to the outer shell (1) via two axial interfaces (4) such that the intermediate space (3) is sealed off from the hot gas space (5).
dadurch gekennzeichnet, daß das Innenbauteil (2) zwischen den axialen Schnittstellen (4) eingespannt ist, so daß die Verbindung mit der Außenschale (1) durch in axialer Richtung wirkende Flächenpressung erfolgt.Turbine housing according to claim 1,
characterized in that the inner component (2) is clamped between the axial interfaces (4) so that the connection to the outer shell (1) takes place by surface pressure acting in the axial direction.
dadurch gekennzeichnet, daß die Außenschale (1) und das Innenbauteil (2) aus derart unterschiedlichen Werkstoffen gebildet sind, daß sich beim Betrieb der Gasturbine ausreichend Flächenpressung an den axialen Schnittstellen (4) einstellt, um den Zwischenraum (3) gegen den Heißgasraum (5) abzudichten. Turbine housing according to claim 2,
characterized in that the outer shell (1) and the inner component (2) are formed from materials which are so different that during operation of the gas turbine there is sufficient surface pressure at the axial interfaces (4) to close the intermediate space (3) against the hot gas space (5 ) to seal.
dadurch gekennzeichnet, daß die axialen Schnittstellen (4) als metallische Dichtflächen ausgebildet sind.Turbine housing according to one of claims 1 to 3,
characterized in that the axial interfaces (4) are designed as metallic sealing surfaces.
dadurch gekennzeichnet, daß Außenschale (1) und Innenbauteil (2) den Heißgasraum (5) ringförmig umschließen.Turbine housing according to one of claims 1 to 4,
characterized in that the outer shell (1) and inner component (2) surround the hot gas space (5) in a ring.
dadurch gekennzeichnet, daß das Innenbauteil (2) eine nach außen gewölbte Form aufweist.Turbine housing according to one of claims 1 to 5,
characterized in that the inner component (2) has an outwardly curved shape.
dadurch gekennzeichnet, daß die Außenschale (1) eine oder mehrere Öffnungen für die Zufuhr eines Mediums zum Zwischenraum (3) aufweist.Turbine housing according to one of claims 1 to 6,
characterized in that the outer shell (1) has one or more openings for the supply of a medium to the intermediate space (3).
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