EP1508680A1 - Diffuser located between a compressor and a combustion chamber of a gasturbine - Google Patents

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EP1508680A1
EP1508680A1 EP03018565A EP03018565A EP1508680A1 EP 1508680 A1 EP1508680 A1 EP 1508680A1 EP 03018565 A EP03018565 A EP 03018565A EP 03018565 A EP03018565 A EP 03018565A EP 1508680 A1 EP1508680 A1 EP 1508680A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
combustion chamber
turbine
diffuser
longitudinal axis
wall
Prior art date
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Withdrawn
Application number
EP03018565A
Other languages
German (de)
French (fr)
Inventor
Christian Dr. Cornelius
Reinhard Dr. Mönig
Peter Tiemann
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 EP03018565A priority Critical patent/EP1508680A1/en
Priority to ES04741084T priority patent/ES2275226T3/en
Priority to DE502004001924T priority patent/DE502004001924D1/en
Priority to PCT/EP2004/007946 priority patent/WO2005019621A1/en
Priority to US10/568,736 priority patent/US8082738B2/en
Priority to CNB2004800235393A priority patent/CN100390387C/en
Priority to EP04741084A priority patent/EP1656497B1/en
Priority to PL04741084T priority patent/PL1656497T3/en
Publication of EP1508680A1 publication Critical patent/EP1508680A1/en
Withdrawn legal-status Critical Current

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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
    • F01D25/12—Cooling
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/005—Combined with pressure or heat exchangers

Definitions

  • the invention relates to a gas turbine with an annular combustion chamber and one of these upstream, essentially parallel to a turbine longitudinal axis vorströmbaren and of this less than the annular combustion chamber spaced diffuser, in which a compressed gas at a branch point can be divided into sub-streams.
  • Gas turbines are used in many areas to drive generators or used by work machines. It is the Energy content of a fuel for generating a rotational movement used a turbine shaft.
  • the fuel will burned in a combustion chamber, being used by an air compressor compressed air is supplied. That in the combustion chamber produced by the combustion of the fuel, under high Pressure and high temperature working medium is doing via a turbine downstream of the combustion unit led, where it relaxes work.
  • a gas turbine which one upstream of a combustion chamber and into a diffuser having opening air compressor.
  • a partial stream of compacted Air can diverted in the diffuser from this and the Cooling of structural parts, such as turbine blades the gas turbine, are used.
  • the cooling air branch from the diffuser is only for a branch of a relatively low partial flow from the air compressor leaving airflow suitable.
  • the led by the diffuser Main air flow however, in the diffuser in the direction deflected towards the combustion chamber and this as combustion air fed. Cooling downstream of the diffuser, that is, with respect to the flow direction of the turbine flowing working medium, arranged downstream Components is therefore limited possible.
  • the invention is based on the object, one with a Indicate ring combustor equipped compact gas turbine, which a flow favorable leadership of the Compressor air for a particularly even and effective Coolability of thermally loaded components allows.
  • the Gas turbine an annular combustion chamber and one of these upstream annular diffuser, which at least partially between the turbine longitudinal axis and the Ring combustion chamber is arranged.
  • the diffuser which in the Essentially can be flowed parallel to the turbine longitudinal axis, is a compressed gas in several cooling gas streams divisible.
  • the diffuser has a Main deflection area, which at an acute angle of the turbine longitudinal axis pointing the way on the inner wall of the Ring combustion chamber is directed.
  • the main deflection area is in Direction of the gas flowing through the diffuser, in particular Air, a branch point downstream, at which the the Diffuser gas flowing through partial flows by means of a Flow dividing element is divisible.
  • Two the walls of the Diffuser opposite Ablenkflanken run in one acute angles towards each other and meet at the Branching point. There they enclose an angle bisector, the turbine longitudinal axis at an acute pitch angle greater than 20 ° cuts.
  • the main deflection area is behind in the axial direction the compressor and before the annular combustion chamber, whereas the Flow dividing element between ring combustion chamber and turbine longitudinal axis is arranged.
  • This geometry allows for the gas turbine a compact and in particular a in Axial direction shortened design. Furthermore, the flow losses in the compressed coolant sub-streams reduced.
  • the flow direction is a particularly good cooling of radially spaced from the turbine longitudinal axis components, in particular the annular combustion chamber reached.
  • the two divided in the diffuser cooling gas partial flows in Connection also used for combustion.
  • the compressed gas which at this point the diffuser leaves, directed directly into a flow transfer space, which the fluidic connection to the Wandungskühlraum the annular combustion chamber manufactures.
  • the flow transfer space adjoins the outside of the combustion chamber wall, so that thereby an additional cooling of the Brenncrowandung is achieved.
  • the annular combustion chamber is preferably closed cooled educated.
  • the cooling medium is preferably Combustion air in countercurrent to the flue gas through a Wandungsraum the annular combustion chamber out.
  • the by the Brennschdung flowing combustion air is here preferably at least with a partial flow of the compressed air identical, which previously flowed through the diffuser.
  • the air flowing through the diffuser completely the wall of the annular combustion chamber as cooling air and further fed to the annular combustion chamber as combustion air.
  • the division of the air flow at the branch point of the Diffuser serves to several parts of the annular combustion chamber, for example, an inner shell and an outer shell, to provide evenly with cooling air.
  • annular combustion chamber at least in one Subarea essentially flat combustion chamber rear wall has, is below the wall angle of the annular combustion chamber understood the angle that the combustion chamber rear wall with the turbine longitudinal axis includes.
  • a special uniform all-round cooling of the combustion chamber wall is preferably achieved in that the pitch angle of the Flow dividing element of the wall angle of the Combustion chamber rear wall by no more than 20 °, in particular around not more than 15 °, deviates.
  • the advantage of the invention is in particular that in a gas turbine compressed air, as cooling and then serves as combustion air, low pressure loss of an air compressor through a compact diffuser Ring combustion chamber is supplied, wherein a flow dividing element at the outlet of the diffuser a uniform Cooling air is applied to the annular combustion chamber.
  • the gas turbine 1 has a compressor 2 for Combustion air, an annular combustion chamber 4 and a turbine. 6 for driving the compressor 2 and a not shown Generator or a working machine.
  • a turbine. 6 for driving the compressor 2 and a not shown Generator or a working machine.
  • the annular combustion chamber 4 is provided with a number of burners 10 for combustion of a liquid or gaseous fuel stocked. She is also on her combustion chamber wall 23 with a wall lining 24 provided.
  • the turbine 6 has a number of with the turbine shaft. 8 connected, rotatable blades 12.
  • the blades 12 are arranged in a ring on the turbine shaft 8 and thus form a number of blade rows.
  • the turbine 6 includes a number of stationary vanes 14, which is also coronal under the formation of Guide vane rows attached to an inner housing 16 of the turbine 6 are.
  • the blades 12 serve to drive the turbine shaft 8 by momentum transfer from the turbine. 6 flowing flue gas or working medium M.
  • the vanes 14, however, serve to guide the flow of the working medium M between each two in the flow direction of the working medium M seen consecutive blade rows or blade wreaths.
  • a successive pair out 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.
  • Each vane 14 has one also referred to as blade root 19 Platform 18 on which is to fix the respective Guide blade 14 is determined in the gas turbine 1. Every blade 12 is analogously via a platform as well 18 designated blade root 19 on the turbine shaft. 8 fastened, wherein the blade root 19 each one along a Blade axis extended profiled airfoil 20 wearing.
  • each guide ring 21 on the inner housing 16 of Turbine 6 is arranged between the spaced apart platforms 18 of the vanes 14 of two adjacent rows of vanes.
  • the outer surface of each guide ring 21 is also the hot, the turbine 6 flowing through Working medium M exposed and in the radial direction from the outer end 22 of the blade opposite it 12 spaced by a gap.
  • the between adjacent Guide blade rows arranged guide rings 21st serve in particular as cover elements that the inner wall 16 or other housing-mounted components before a thermal Overuse by the turbine 6 flowing through hot working medium M protects.
  • the combustion chamber wall 23 is compressed in the compressor 2 Cooling air as coolant K coolable. Between the combustion chamber wall 23 and the wall lining 24 flows cooling air K in one Wandungsraum or wall lining room 26 in countercurrent to Working medium M on the burner 10 to.
  • the cooling air K which also serves as combustion air is discharged from the compressor 2 through a diffuser 27 in the direction of the annular combustion chamber 4th directed. Through the diffuser 27, the cooling and Combustion air K defines a split one hand outer combustion chamber shell 28 and on the other hand an inner Combustion chamber 29 fed.
  • the diffuser 27 has a Hauptablenk Scheme 30, which is connected to the compressor 2 connects.
  • the compressed cooling air K flows parallel to Central axis or turbine longitudinal axis 9 from the compressor. 2 from and into the main deflection region 30 of the diffuser 27 a.
  • the seen in the axial direction between the compressor 2 and the annular combustion chamber 4 arranged Mannablenk Scheme 30 of the Diffuser 27 extends radially under cross-sectional expansion to the outside, i. away from the turbine longitudinal axis 9. hereby In the main deflection region 30, the flow velocity is reduced of the used as coolant K compressed Gas. If there is a flow separation on the inner wall and outer wall of the diffuser 27 comes, such occurs Replacement only at low flow rate and accordingly low pressure loss.
  • a flow dividing element 32 is disposed adjacent to the outer combustion chamber shell 29.
  • the arranged between the annular combustion chamber 4 and the turbine longitudinal axis 9 flow dividing element 32 has an approximately triangular in cross-section, also referred to as a dividing fork 33 shape with an outer Ablenkflanke 34 and an inner Ablenkflanke 35.
  • the deflection flanks 34, 35 converge toward a division tip 36 directed toward the main deflection region 30 and enclose an acute angle of less than 90 °, in particular an angle of 60 °, in the division tip 36.
  • the dividing point or edge 36 forming a branching point divides the cooling air K flowing through the main deflecting region 30 of the diffuser 27 approximately equally into an outer cooling air flow K a and an inner cooling air flow K i .
  • the outer cooling air flow K a is fed through an outer flow transfer chamber 37 of an outer combustion chamber shell 28, while the inner cooling air flow K i is fed via an inner flow transfer chamber 38 of the inner combustion chamber shell 29.
  • the diffuser 27 dividing the cooling air K at the flow dividing element 32 is also referred to as a split diffuser.
  • the cooling air K flowing through the main deflecting region 30 is directed approximately C-shaped radially, relative to the turbine longitudinal axis 9, outwardly to the dividing point 36 of the flow dividing element 32.
  • a line extending as an angle bisector 39 between the curved Ablenkflanken 34,35 through the divisional peak 36 includes with the turbine longitudinal axis 9 a pitch angle ⁇ of about 45 °.
  • the bisector 39 includes an approximately right angle.
  • the inner cooling air flow K i is, starting from the division tip 36, forced by the inner Ablenkflanke 35 first in a horizontal flow direction, ie parallel to the turbine longitudinal axis 9 and further through the outside of the combustion chamber wall 23 radially inward, ie towards the turbine longitudinal axis 9, directed.
  • the inner cooling air flow K i is thus, initially within the undiluted in Hauptablenk Scheme 30 cooling air K, guided radially outwardly in an approximately C-shaped path and thereby delayed and then in a reverse direction approximately C-shaped curved path radially inwardly guided.
  • the flow through the diffuser 27 and further into the internal flow transfer space 38 describes approximately a double S-shaped path. The radii of curvature within this path are large enough to cause only small energy losses in the flow.
  • the outer cooling air flow K a is guided by the dividing fork 33 radially, perpendicular to the turbine longitudinal axis 9, to the outside.
  • the outer cooling air flow K a is guided past the outer combustion chamber shell 28 and introduced into the wall lining room or wall cooling space 26.
  • Similar to the inner cooling air flow Ki results in a flow guide with large deflection radii, with no sudden cross-sectional enlargements occur.
  • Due to the cooling air streams or partial streams K a , K i , the combustion chamber shells 28, 29 are also cooled from the outside.
  • the burner 10 is approximately centered in a combustion chamber rear wall 42 arranged.
  • the wall angle ⁇ corresponds thus about the pitch angle ⁇ . That around the pitch angle ⁇ arranged obliquely to the turbine longitudinal axis 9
  • Flow divider 32 splits main deflection region 30 in an upper sub-channel 43 and a lower sub-channel 44th on, which both have approximately the same cross-section.

Landscapes

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Abstract

A gas turbine engine (1) has an annular combustion chamber (4) preceded by a diffusor (27) parallel to the turbine axis. The diffusor is located between a compressor and a burner chamber. The diffusor sub-divides (36) the compressed gas (K) flow into component parts (Ki, Ka), one or more of which are cooling gas. The diffusor has a main deflector zone (30) which redirects gases to the annular combustion chamber.

Description

Die Erfindung betrifft eine Gasturbine mit einer Ringbrennkammer und einen dieser vorgeschalteten, im Wesentlichen parallel zu einer Turbinenlängsachse anströmbaren und von dieser geringer als die Ringbrennkammer beabstandeten Diffusor, in welchem ein verdichtetes Gas an einer Abzweigstelle in Teilströme aufteilbar ist.The invention relates to a gas turbine with an annular combustion chamber and one of these upstream, essentially parallel to a turbine longitudinal axis vorströmbaren and of this less than the annular combustion chamber spaced diffuser, in which a compressed gas at a branch point can be divided into sub-streams.

Gasturbinen werden in vielen Bereichen zum Antrieb von Generatoren oder von Arbeitsmaschinen eingesetzt. Dabei wird der Energiegehalt 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 used by work machines. It is the Energy content of a fuel for generating a rotational movement used a turbine shaft. The fuel will burned in a combustion chamber, being used by an air compressor compressed air is supplied. That in the combustion chamber produced by the combustion of the fuel, under high Pressure and high temperature working medium is doing via a turbine downstream of the combustion unit led, where it relaxes work.

Bei der Auslegung derartiger Gasturbinen ist zusätzlich zur erreichbaren Leistung und neben einer kompakten Bauweise 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 1300°C für derartige Gasturbinen angestrebt und auch erreicht.In the design of such gas turbines is in addition to achievable performance and next to a compact design usually a particularly high efficiency Design objective. An increase in the efficiency can be for thermodynamic reasons basically by a Raising the outlet temperature reach, with the Working fluid from the combustion chamber off and in the Turbine unit flows. Therefore, temperatures of about 1200 ° C to 1300 ° C for such gas turbines sought and also achieved.

Bei derartig hohen Temperaturen des Arbeitsmediums sind jedoch die diesem ausgesetzten Komponenten und Bauteile hohen thermischen Belastungen ausgesetzt. Um dennoch bei hoher Zuverlässigkeit eine vergleichsweise lange Lebensdauer der betroffenen Komponenten zu gewährleisten, ist üblicherweise eine Kühlung der betroffenen Komponenten, insbesondere von Lauf- und/oder Leitschaufeln der Turbineneinheit, vorgesehen. Des Weiteren kann vorgesehen sein, die Brennkammer mit einem Kühlmittel, insbesondere Kühlluft, zu kühlen.At such high temperatures of the working medium, however the components and components exposed to this high exposed to thermal loads. Nevertheless, with high reliability a comparatively long life of the affected Ensuring components is common a cooling of the affected components, in particular of Runners and / or vanes of the turbine unit, provided. Furthermore, it can be provided, the combustion chamber with a Coolant, especially cooling air to cool.

Aus der DE 195 44 927 A1 ist eine Gasturbine bekannt, welche einen einer Brennkammer vorgeschalteten und in einen Diffusor mündenden Luftverdichter aufweist. Ein Teilstrom der verdichteten Luft kann im Diffusor aus diesem abgezweigt und zur Kühlung von Strukturteilen, beispielsweise Turbinenschaufeln der Gasturbine, herangezogen werden. Die Kühlluftabzweigung aus dem Diffusor ist jedoch lediglich für eine Abzweigung eines relativ geringen Teilstroms aus dem den Luftverdichter verlassenden Luftstrom geeignet. Der durch den Diffusor geleitete Hauptluftstrom wird dagegen im Diffusor in Richtung zur Brennkammer hin abgelenkt und dieser als Verbrennungsluft zugeführt. Eine Kühlung von dem Diffusor nachgeschalteten, d.h., bezogen auf die Strömungsrichtung des die Turbine durchströmenden Arbeitsmediums, stromabwärts angeordneten Bauteilen ist damit höchstens eingeschränkt möglich.From DE 195 44 927 A1 a gas turbine is known, which one upstream of a combustion chamber and into a diffuser having opening air compressor. A partial stream of compacted Air can diverted in the diffuser from this and the Cooling of structural parts, such as turbine blades the gas turbine, are used. The cooling air branch from the diffuser, however, is only for a branch of a relatively low partial flow from the air compressor leaving airflow suitable. The led by the diffuser Main air flow, however, in the diffuser in the direction deflected towards the combustion chamber and this as combustion air fed. Cooling downstream of the diffuser, that is, with respect to the flow direction of the turbine flowing working medium, arranged downstream Components is therefore limited possible.

Ferner ist aus der DE 196 39 623 eine Gasturbine mit einem Diffusor bekannt, in der die Entnahme der Kühlluft mittels eines in den Ausgang des Diffusors hineinragenden Rohres erfolgt. Die zur Verbrennung in einer Ringbrennkammer genutzte verdichtete Luft wird dabei mittels eines C-förmigen Bleches in Richtung des Brenners umgeleitet. Sowohl bei der Entnahme der Kühlluft als auch bei der Führung der Brennerluft können Strömungsverluste entstehen, die es zu Vermeiden gilt.Furthermore, from DE 196 39 623 a gas turbine with a Diffuser known in the extraction of the cooling air by means a projecting into the outlet of the diffuser tube he follows. The for combustion in an annular combustion chamber used compressed air is thereby by means of a C-shaped Sheet deflected towards the burner. Both at the Removal of the cooling air as well as in the leadership of Burner air can cause flow losses, which are too Avoid applies.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine mit einer Ringbrennkammer ausgestattete kompakte Gasturbine anzugeben, welche eine strömungstechnisch günstige Führung der Verdichterluft für eine besonders gleichmäßige und wirksame Kühlbarkeit thermisch belasteter Bauteile ermöglicht. The invention is based on the object, one with a Indicate ring combustor equipped compact gas turbine, which a flow favorable leadership of the Compressor air for a particularly even and effective Coolability of thermally loaded components allows.

Diese Aufgabe wird erfindungsgemäß gelöst durch eine Gasturbine mit den Merkmalen des Anspruches 1. Hierbei weist die Gasturbine eine Ringbrennkammer und einen dieser vorgeschalteten ringförmigen Diffusor auf, welcher zumindest teilweise zwischen der Turbinenlängsachse und der Ringbrennkammer angeordnet ist. Im Diffusor, welcher im Wesentlichen parallel zur Turbinenlängsachse anströmbar ist, ist ein verdichtetes Gas in mehrere Kühlgas-Teilströme aufteilbar. Erfindungsgemäß weist der Diffusor einen Hauptablenkbereich auf, welcher in einem spitzen Winkel von der Turbinenlängsachse wegweisend auf die Innenwand der Ringbrennkammer gerichtet ist. Dem Hauptablenkbereich ist in Richtung des den Diffusor durchströmenden Gases, insbesondere Luft, eine Abzweigstelle nachgeschaltet, an welcher das den Diffusor durchströmende Gas in Teilströme mittels eines Strömungsteilungselementes aufteilbar ist. Das ringförmige und im Querschnitt keilförmige Strömungsteilungselement ist zwischen den beiden divergierenden Wänden des Diffusors - der radial innen liegenden Innenwand und der radial weiter außen liegenden Außenwand - angeordnet. Zwei den Wänden des Diffusors gegenüberliegende Ablenkflanken laufen in einem spitzen Winkel aufeinander zu und treffen sich an der Abzweigstelle. Dort schließen sie eine Winkelhalbierende ein, die die Turbinenlängsachse in einem spitzen Teilungswinkel größer 20° schneidet.This object is achieved by a gas turbine with the features of claim 1. Here, the Gas turbine an annular combustion chamber and one of these upstream annular diffuser, which at least partially between the turbine longitudinal axis and the Ring combustion chamber is arranged. In the diffuser, which in the Essentially can be flowed parallel to the turbine longitudinal axis, is a compressed gas in several cooling gas streams divisible. According to the invention, the diffuser has a Main deflection area, which at an acute angle of the turbine longitudinal axis pointing the way on the inner wall of the Ring combustion chamber is directed. The main deflection area is in Direction of the gas flowing through the diffuser, in particular Air, a branch point downstream, at which the the Diffuser gas flowing through partial flows by means of a Flow dividing element is divisible. The annular and in cross-section wedge-shaped flow dividing element between the two diverging walls of the diffuser - the radially inner inner wall and the radially outer lying outer wall - arranged. Two the walls of the Diffuser opposite Ablenkflanken run in one acute angles towards each other and meet at the Branching point. There they enclose an angle bisector, the turbine longitudinal axis at an acute pitch angle greater than 20 ° cuts.

Der Hauptablenkbereich liegt in Axialrichtung gesehen hinter dem Verdichter und vor der Ringbrennkammer, wohingegen das Strömungsteilungselement zwischen Ringbrennkammer und Turbinenlängsachse angeordnet ist. Diese Geometrie ermöglicht für die Gasturbine eine kompakte und im Besonderen eine in Axialrichtung verkürzte Bauform. Ferner werden die Strömungsverluste in den verdichteten Kühlmittel-Teilströmen verringert.The main deflection area is behind in the axial direction the compressor and before the annular combustion chamber, whereas the Flow dividing element between ring combustion chamber and turbine longitudinal axis is arranged. This geometry allows for the gas turbine a compact and in particular a in Axial direction shortened design. Furthermore, the flow losses in the compressed coolant sub-streams reduced.

Durch die Führung des den Diffusor durchströmenden Gasstroms mit einer auf die Ringbrennkammer zu gerichteten Komponente der Strömungsrichtung ist eine besonders gute Kühlbarkeit von radial von der Turbinenlängsachse beabstandeten Bauteilen, insbesondere der Ringbrennkammer, erreicht. Vorzugsweise werden die beiden im Diffusor geteilten Kühlgas-Teilströme in Anschluss auch zur Verbrennung genutzt.By the leadership of the gas flowing through the diffuser gas stream with a component to be directed to the annular combustion chamber the flow direction is a particularly good cooling of radially spaced from the turbine longitudinal axis components, in particular the annular combustion chamber reached. Preferably be the two divided in the diffuser cooling gas partial flows in Connection also used for combustion.

In einer vorteilhaften Weiterbildung verläuft hinter der Abzweigstelle die Außenwand des Diffusors und die dieser gegenüberliegende äußere Ablenkflanke des Strömungsteilungselementes annähernd senkrecht zur Turbinenlängsachse. Dadurch wird eine verlustarme Zuführung des äußeren Kühlgas-Teilstroms zum äußeren Strömungsüberleitungsraum gewährleistet. Eine kurze und direkte Zuführung des Kühlgas-Teilstromes wird demgemäss erzielt.In an advantageous development runs behind the Branch the outer wall of the diffuser and this opposite outer deflecting edge of Flow dividing element approximately perpendicular to Turbine longitudinal axis. This will be a low-loss feeder the outer cooling gas substream to the outer flow transfer space guaranteed. A short and direct feed the cooling gas partial flow is achieved accordingly.

Bei Gasturbinen mit einer nicht als Ringbrennkammer ausgebildeten Brennkammer, z.B. bei Gasturbinen mit sogenannten Can-Brennkammern, ist die Versorgung der äußeren Brennkammerschale recht einfach. Bei Gasturbinen mit Can-Brennkammern liegen die einzelnen kannenförmigen Brennkammern auf einem die Turbinenlängsachse konzentrisch umgreifenden Ring in Umfangsrichtung zueinander beabstandet. Die Zuführung der Kühlluft zu den radial äußeren Brennkammerschalen kann dann zwischen den einzelnen Can-Brennkammern erfolgen.For gas turbines with one not as annular combustion chamber trained combustion chamber, e.g. in gas turbines with so-called Can burners, is the supply of the outer Combustion chamber shell quite simple. For gas turbines with Can combustors lie the individual can-shaped combustion chambers on a turbine longitudinal axis concentrically enclosing Ring circumferentially spaced from each other. The feeder the cooling air to the radially outer combustion chamber shells can then take place between the individual Can combustion chambers.

Ferner wird eine verlustarme Zuführung des inneren Kühlgas-Teilstroms zum inneren Strömungsüberleitungsraum gewährleistet, indem die Innenwand des Diffusors und die dieser gegenüberliegende innere Ablenkflanke des Strömungsteilungselementes annähernd parallel zur Turbinenlängsachse verläuft. Vom Verdichteraustritt bis zum Strömungsüberleitungsraum wird für den inneren Kühlgas-Teilstrom eine wellenförmige Führung vorgeschlagen, die im Vergleich zu einer geraden Führung hinsichtlich der Druckverluste und der Strömungsverluste im Kühlgas-Teilstrom eine Verbesserung gegenüber einer geradlinigen Führung erzielt. Furthermore, a low-loss supply of the inner cooling gas partial flow to the inner flow transfer space ensured by the inner wall of the diffuser and the this opposite inner deflecting edge of the Flow dividing element approximately parallel to Turbine longitudinal axis runs. From the compressor outlet to the Flow transfer space is for the inner part of the cooling gas flow a wavy guide proposed in the Compared to a straight guide in terms of pressure losses and the flow losses in the cooling gas partial flow a Improvement achieved over a straight-line leadership.

Nach einer bevorzugten Ausgestaltung wird an der Abzweigstelle das verdichtete Gas, welches an dieser Stelle den Diffusor verlässt, direkt in einen Strömungsüberleitungsraum geleitet, welcher die strömungstechnische Verbindung zu dem Wandungskühlraum der Ringbrennkammer herstellt. Vorzugsweise grenzt der Strömungsüberleitungsraum außen an die Brennkammerwandung, so dass hierdurch eine zusätzliche Kühlung der Brennkammerwandung erzielt ist.According to a preferred embodiment is at the branch point the compressed gas, which at this point the diffuser leaves, directed directly into a flow transfer space, which the fluidic connection to the Wandungskühlraum the annular combustion chamber manufactures. Preferably the flow transfer space adjoins the outside of the combustion chamber wall, so that thereby an additional cooling of the Brennkammerwandung is achieved.

Die Ringbrennkammer ist vorzugsweise geschlossen kühlbar ausgebildet. Hierbei wird als Kühlmedium vorzugsweise Verbrennungsluft im Gegenstrom zum Rauchgas durch einen Wandungsraum der Ringbrennkammer geführt. Die durch die Brennkammerwandung fließende Verbrennungsluft ist hierbei bevorzugt zumindest mit einem Teilstrom der verdichteten Luft identisch, welche zuvor den Diffusor durchströmt hat. Vorzugsweise wird die den Diffusor durchströmende Luft vollständig der Wandung der Ringbrennkammer als Kühlluft und weiter der Ringbrennkammer als Verbrennungsluft zugeführt. Die Aufteilung des Luftstroms an der Abzweigstelle des Diffusors dient dabei dazu, mehrere Teile der Ringbrennkammer, beispielsweise eine Innenschale und eine Außenschale, gleichmäßig mit Kühlluft zu versorgen.The annular combustion chamber is preferably closed cooled educated. Here, as the cooling medium is preferably Combustion air in countercurrent to the flue gas through a Wandungsraum the annular combustion chamber out. The by the Brennkammerwandung flowing combustion air is here preferably at least with a partial flow of the compressed air identical, which previously flowed through the diffuser. Preferably, the air flowing through the diffuser completely the wall of the annular combustion chamber as cooling air and further fed to the annular combustion chamber as combustion air. The division of the air flow at the branch point of the Diffuser serves to several parts of the annular combustion chamber, for example, an inner shell and an outer shell, to provide evenly with cooling air.

Sofern die Ringbrennkammer eine zumindest in einem Teilbereich im Wesentlichen ebene Brennkammerrückwand aufweist, wird unter dem Wandungswinkel der Ringbrennkammer derjenige Winkel verstanden, den die Brennkammerrückwand mit der Turbinenlängsachse einschließt. Eine besonders gleichförmige allseitige Kühlung der Brennkammerwandung ist vorzugsweise dadurch erreicht, dass der Teilungswinkel des Strömungsteilungselementes vom Wandungswinkel der Brennkammerrückwand um nicht mehr als 20°, insbesondere um nicht mehr als 15°, abweicht. If the annular combustion chamber, at least in one Subarea essentially flat combustion chamber rear wall has, is below the wall angle of the annular combustion chamber understood the angle that the combustion chamber rear wall with the turbine longitudinal axis includes. A special uniform all-round cooling of the combustion chamber wall is preferably achieved in that the pitch angle of the Flow dividing element of the wall angle of the Combustion chamber rear wall by no more than 20 °, in particular around not more than 15 °, deviates.

Der Vorteil der Erfindung liegt insbesondere darin, dass in einer Gasturbine verdichtete Luft, die als Kühl- und anschließend als Verbrennungsluft dient, druckverlustarm von einem Luftverdichter durch einen kompakten Diffusor der Ringbrennkammer zugeführt wird, wobei ein Strömungsteilungselement am Ausgang des Diffusors eine gleichmäßige Kühlluftbeaufschlagung der Ringbrennkammer bewirkt.The advantage of the invention is in particular that in a gas turbine compressed air, as cooling and then serves as combustion air, low pressure loss of an air compressor through a compact diffuser Ring combustion chamber is supplied, wherein a flow dividing element at the outlet of the diffuser a uniform Cooling air is applied to the annular combustion chamber.

Nachfolgend wird ein Ausführungsbeispiel der Erfindung anhand einer Zeichnung näher erläutert. Hierin zeigen:

FIG 1
einen Halbschnitt durch eine Gasturbine, und
FIG 2
im Querschnitt einen Diffusor und eine Ringbrennkammer der Gasturbine nach FIG 1.
An embodiment of the invention will be explained in more detail with reference to a drawing. Herein show:
FIG. 1
a half section through a gas turbine, and
FIG. 2
in cross-section a diffuser and an annular combustion chamber of the gas turbine according to FIG. 1

Einander entsprechende Teile sind in beiden Figuren mit denselben Bezugszeichen versehen.Corresponding parts are in both figures with the same Provided with reference numerals.

Die Gasturbine 1 gemäß Figur 1 weist einen Verdichter 2 für Verbrennungsluft, eine Ringbrennkammer 4 sowie eine Turbine 6 zum Antrieb des Verdichters 2 und eines nicht dargestellten Generators oder einer Arbeitsmaschine auf. Dazu sind die Turbine 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.The gas turbine 1 according to FIG. 1 has a compressor 2 for Combustion air, an annular combustion chamber 4 and a turbine. 6 for driving the compressor 2 and a not shown Generator or a working machine. These are the Turbine 6 and the compressor 2 on a common, too arranged as a turbine rotor turbine shaft 8, connected to the generator or the working machine is, and which is rotatably mounted about its central axis 9.

Die Ringbrennkammer 4 ist mit einer Anzahl von Brennern 10 zur Verbrennung eines flüssigen oder gasförmigen Brennstoffs bestückt. Sie ist weiterhin an ihrer Brennkammerwand 23 mit einer Wandauskleidung 24 versehen.The annular combustion chamber 4 is provided with a number of burners 10 for combustion of a liquid or gaseous fuel stocked. She is also on her combustion chamber wall 23 with a wall lining 24 provided.

Die Turbine 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 Turbine 6 eine Anzahl von feststehenden Leitschaufeln 14, die ebenfalls kranzförmig unter der Bildung von Leitschaufelreihen an einem Innengehäuse 16 der Turbine 6 befestigt sind. Die Laufschaufeln 12 dienen dabei zum Antrieb der Turbinenwelle 8 durch Impulsübertrag vom die Turbine 6 durchströmenden Rauchgas oder Arbeitsmedium M. Die Leitschaufeln 14 dienen hingegen zur Strömungsführung des Arbeitsmediums M zwischen jeweils zwei in Strömungsrichtung des Arbeitsmediums M gesehen aufeinanderfolgenden Laufschaufelreihen oder Laufschaufelkränzen. Ein aufeinanderfolgendes 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 6 has a number of with the turbine shaft. 8 connected, rotatable blades 12. The blades 12 are arranged in a ring on the turbine shaft 8 and thus form a number of blade rows. Farther The turbine 6 includes a number of stationary vanes 14, which is also coronal under the formation of Guide vane rows attached to an inner housing 16 of the turbine 6 are. The blades 12 serve to drive the turbine shaft 8 by momentum transfer from the turbine. 6 flowing flue gas or working medium M. The vanes 14, however, serve to guide the flow of the working medium M between each two in the flow direction of the working medium M seen consecutive blade rows or blade wreaths. A successive pair out 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 auch als Schaufelfuß 19 bezeichnete Plattform 18 auf, die zur Fixierung der jeweiligen Leitschaufel 14 in der Gasturbine 1 bestimmt ist. Jede Laufschaufel 12 ist in analoger Weise über einen auch als Plattform 18 bezeichneten Schaufelfuß 19 an der Turbinenwelle 8 befestigt, wobei der Schaufelfuß 19 jeweils ein entlang einer Schaufelachse erstrecktes profiliertes Schaufelblatt 20 trägt.Each vane 14 has one also referred to as blade root 19 Platform 18 on which is to fix the respective Guide blade 14 is determined in the gas turbine 1. Every blade 12 is analogously via a platform as well 18 designated blade root 19 on the turbine shaft. 8 fastened, wherein the blade root 19 each one along a Blade axis extended profiled airfoil 20 wearing.

Zwischen den beabstandet voneinander angeordneten Plattformen 18 der Leitschaufeln 14 zweier benachbarter Leitschaufelreihen ist jeweils ein Führungsring 21 am Innengehäuse 16 der Turbine 6 angeordnet. Die äußere Oberfläche jedes Führungsrings 21 ist dabei ebenfalls dem heißen, die Turbine 6 durchströmenden Arbeitsmedium M ausgesetzt und in radialer Richtung vom äußeren Ende 22 der ihm gegenüber liegenden Laufschaufel 12 durch einen Spalt beabstandet. Die zwischen benachbarten Leitschaufelreihen angeordneten Führungsringe 21 dienen dabei insbesondere als Abdeckelemente, die die Innenwand 16 oder andere Gehäuse-Einbauteile vor einer thermischen Überbeanspruchung durch das die Turbine 6 durchströmende heiße Arbeitsmedium M schützt. Between the spaced apart platforms 18 of the vanes 14 of two adjacent rows of vanes is in each case a guide ring 21 on the inner housing 16 of Turbine 6 arranged. The outer surface of each guide ring 21 is also the hot, the turbine 6 flowing through Working medium M exposed and in the radial direction from the outer end 22 of the blade opposite it 12 spaced by a gap. The between adjacent Guide blade rows arranged guide rings 21st serve in particular as cover elements that the inner wall 16 or other housing-mounted components before a thermal Overuse by the turbine 6 flowing through hot working medium M protects.

Zur Erzielung eines vergleichsweise hohen Wirkungsgrades ist die Gasturbine 1 für eine vergleichsweise hohe Austrittstemperatur des aus der Ringbrennkammer 4 austretenden Arbeitsmediums M von etwa 1200 °C bis 1300 °C ausgelegt.To achieve a comparatively high efficiency the gas turbine 1 for a comparatively high outlet temperature emerging from the annular combustion chamber 4 Working medium M designed from about 1200 ° C to 1300 ° C.

Die Brennkammerwand 23 ist mit im Verdichter 2 verdichteter Kühlluft als Kühlmittel K kühlbar. Zwischen der Brennkammerwand 23 und der Wandauskleidung 24 strömt Kühlluft K in einem Wandungsraum oder Wandauskleidungsraum 26 im Gegenstrom zum Arbeitsmedium M auf den Brenner 10 zu. Die Kühlluft K, welche auch als Verbrennungsluft dient, wird vom Verdichter 2 aus durch einen Diffusor 27 in Richtung der Ringbrennkammer 4 geleitet. Durch den Diffusor 27 wird die Kühl- und Verbrennungsluft K definiert aufgeteilt einerseits einer äußeren Brennkammerschale 28 und andererseits einer inneren Brennkammerschale 29 zugeführt.The combustion chamber wall 23 is compressed in the compressor 2 Cooling air as coolant K coolable. Between the combustion chamber wall 23 and the wall lining 24 flows cooling air K in one Wandungsraum or wall lining room 26 in countercurrent to Working medium M on the burner 10 to. The cooling air K, which also serves as combustion air is discharged from the compressor 2 through a diffuser 27 in the direction of the annular combustion chamber 4th directed. Through the diffuser 27, the cooling and Combustion air K defines a split one hand outer combustion chamber shell 28 and on the other hand an inner Combustion chamber 29 fed.

In FIG 2 ist die Strömungsführung der Kühlluft K durch den Diffusor 27 im Detail dargestellt. Der Diffusor 27 weist einen Hauptablenkbereich 30 auf, welcher sich an den Verdichter 2 anschließt. Die verdichtete Kühlluft K strömt parallel zur Mittelachse oder Turbinenlängsachse 9 aus dem Verdichter 2 aus und in den Hauptablenkbereich 30 des Diffusors 27 ein. Der in Axialrichtung gesehen zwischen dem Verdichter 2 und der Ringbrennkammer 4 angeordnete Hauptablenkbereich 30 des Diffusors 27 verläuft unter Querschnittsaufweitung radial nach außen, d.h. von der Turbinenlängsachse 9 weg. Hierdurch reduziert sich im Hauptablenkbereich 30 die Strömungsgeschwindigkeit des als Kühlmittel K genutzten verdichteten Gases. Sofern es zu einer Strömungsablösung an Innenwandung und Außenwandung des Diffusors 27 kommt, tritt eine solche Ablösung erst bei niedriger Strömungsgeschwindigkeit und entsprechend niedrigem Druckverlust auf.In Figure 2, the flow guidance of the cooling air K through the Diffuser 27 shown in detail. The diffuser 27 has a Hauptablenkbereich 30, which is connected to the compressor 2 connects. The compressed cooling air K flows parallel to Central axis or turbine longitudinal axis 9 from the compressor. 2 from and into the main deflection region 30 of the diffuser 27 a. The seen in the axial direction between the compressor 2 and the annular combustion chamber 4 arranged Hauptablenkbereich 30 of the Diffuser 27 extends radially under cross-sectional expansion to the outside, i. away from the turbine longitudinal axis 9. hereby In the main deflection region 30, the flow velocity is reduced of the used as coolant K compressed Gas. If there is a flow separation on the inner wall and outer wall of the diffuser 27 comes, such occurs Replacement only at low flow rate and accordingly low pressure loss.

Am, bezogen auf die Kühlluft K, stromabwärtigen Ende 31 des Hauptablenkbereiches 30 ist, angrenzend an die äußere Brennkammerschale 29, ein Strömungsteilungselement 32 angeordnet. Das zwischen der Ringbrennkammer 4 und der Turbinenlängsachse 9 angeordnete Strömungsteilungselement 32 weist im Querschnitt eine annähernd dreieckige, auch als Teilungsgabel 33 bezeichnete Form mit einer äußeren Ablenkflanke 34 und einer inneren Ablenkflanke 35 auf. Die Ablenkflanken 34,35 laufen zu einer zum Hauptablenkbereich 30 hin gerichteten Teilungsspitze 36 zusammen und schließen in der Teilungsspitze 36 einen spitzen Winkel kleiner 90°, insbesondere einen Winkel von 60° ein. Die eine Abzweigstelle bildende Teilungsspitze oder -kante 36 teilt die durch den Hauptablenkbereich 30 des Diffusors 27 strömende Kühlluft K etwa gleichmäßig in einen äußeren Kühlluftstrom Ka und einen inneren Kühlluftstrom Ki auf. Der äußere Kühlluftstrom Ka wird durch einen äußeren Strömungsüberleitungsraum 37 einer äußeren Brennkammerschale 28 zugeleitet, während der innere Kühlluftstrom Ki über einen inneren Strömungsüberleitungsraum 38 der inneren Brennkammerschale 29 zugeleitet wird.At, based on the cooling air K, the downstream end 31 of the main deflection region 30, a flow dividing element 32 is disposed adjacent to the outer combustion chamber shell 29. The arranged between the annular combustion chamber 4 and the turbine longitudinal axis 9 flow dividing element 32 has an approximately triangular in cross-section, also referred to as a dividing fork 33 shape with an outer Ablenkflanke 34 and an inner Ablenkflanke 35. The deflection flanks 34, 35 converge toward a division tip 36 directed toward the main deflection region 30 and enclose an acute angle of less than 90 °, in particular an angle of 60 °, in the division tip 36. The dividing point or edge 36 forming a branching point divides the cooling air K flowing through the main deflecting region 30 of the diffuser 27 approximately equally into an outer cooling air flow K a and an inner cooling air flow K i . The outer cooling air flow K a is fed through an outer flow transfer chamber 37 of an outer combustion chamber shell 28, while the inner cooling air flow K i is fed via an inner flow transfer chamber 38 of the inner combustion chamber shell 29.

Der die Kühlluft K am Strömungsteilungselement 32 teilende Diffusor 27 wird auch als Splittdiffusor bezeichnet. Die den Hauptablenkbereich 30 durchströmende Kühlluft K wird annähernd C-förmig radial, bezogen auf die Turbinenlängsachse 9, nach außen bis zur Teilungsspitze 36 des Strömungsteilungselementes 32 gelenkt. Eine als Winkelhalbierende 39 zwischen den gekrümmten Ablenkflanken 34,35 durch die Teilungsspitze 36 verlaufende Gerade schließt mit der Turbinenlängsachse 9 einen Teilungswinkel α von ca. 45° ein. Mit der unteren Brennkammerschale 29 schließt die Winkelhalbierende 39 einen annähernd rechten Winkel ein. Der innere Kühlluftstrom Ki wird, von der Teilungsspitze 36 ausgehend, durch die innere Ablenkflanke 35 zunächst in eine horizontale Strömungsrichtung, d.h. parallel zur Turbinenlängsachse 9, gezwungen und weiter durch die Außenseite der Brennkammerwand 23 wieder radial nach innen, d.h. zur Turbinenlängsachse 9 hin, geleitet. Der innere Kühlluftstrom Ki wird somit, zunächst noch innerhalb der im Hauptablenkbereich 30 ungeteilten Kühlluft K, in einer etwa C-förmig gekrümmten Bahn radial nach außen geführt und dabei verzögert und anschließend in einer im umgekehrten Sinne etwa C-förmig gekrümmten Bahn radial nach innen geführt. Insgesamt beschreibt die Strömung durch den Diffusor 27 und weiter in den inneren Strömungsüberleitungsraum 38 etwa eine doppelt S-förmige Bahn. Die Krümmungsradien innerhalb dieser Bahn sind ausreichen groß, um lediglich geringe Energieverluste bei der Strömung zu bewirken.The diffuser 27 dividing the cooling air K at the flow dividing element 32 is also referred to as a split diffuser. The cooling air K flowing through the main deflecting region 30 is directed approximately C-shaped radially, relative to the turbine longitudinal axis 9, outwardly to the dividing point 36 of the flow dividing element 32. A line extending as an angle bisector 39 between the curved Ablenkflanken 34,35 through the divisional peak 36 includes with the turbine longitudinal axis 9 a pitch angle α of about 45 °. With the lower combustion chamber shell 29, the bisector 39 includes an approximately right angle. The inner cooling air flow K i is, starting from the division tip 36, forced by the inner Ablenkflanke 35 first in a horizontal flow direction, ie parallel to the turbine longitudinal axis 9 and further through the outside of the combustion chamber wall 23 radially inward, ie towards the turbine longitudinal axis 9, directed. The inner cooling air flow K i is thus, initially within the undiluted in Hauptablenkbereich 30 cooling air K, guided radially outwardly in an approximately C-shaped path and thereby delayed and then in a reverse direction approximately C-shaped curved path radially inwardly guided. Overall, the flow through the diffuser 27 and further into the internal flow transfer space 38 describes approximately a double S-shaped path. The radii of curvature within this path are large enough to cause only small energy losses in the flow.

Am stromabwärtigen Ende 31 des Diffusors 27 sind des Weiteren sowohl in Richtung des äußeren Strömungsüberleitungsraums 37 als auch in Richtung des inneren Strömungsüberleitungsraums 38 Leitelemente oder Befestigungselemente 41 angeordnet.At the downstream end 31 of the diffuser 27 are further both in the direction of the outer flow passage space 37 as well as in the direction of the internal flow transfer space Arranged 38 guide elements or fasteners 41.

Der äußere Kühlluftstrom Ka wird durch die Teilungsgabel 33 radial, senkrecht zur Turbinenlängsachse 9, nach außen geleitet. Im weiteren Verlauf wird der äußere Kühlluftstrom Ka an der äußeren Brennkammerschale 28 vorbeigeführt und in den Wandauskleidungsraum oder Wandungskühlraum 26 eingeleitet. Auch hier ergibt sich, ähnlich wie beim inneren Kühlluftstrom Ki eine Strömungsführung mit großen Umlenkradien, wobei keine sprunghaften Querschnittserweiterungen auftreten. Durch die Kühlluftströme oder Teilströme Ka,Ki werden die Brennkammerschalen 28,29 auch von außen gekühlt.The outer cooling air flow K a is guided by the dividing fork 33 radially, perpendicular to the turbine longitudinal axis 9, to the outside. In the course of the outer cooling air flow K a is guided past the outer combustion chamber shell 28 and introduced into the wall lining room or wall cooling space 26. Again, similar to the inner cooling air flow Ki results in a flow guide with large deflection radii, with no sudden cross-sectional enlargements occur. Due to the cooling air streams or partial streams K a , K i , the combustion chamber shells 28, 29 are also cooled from the outside.

Der Brenner 10 ist etwa mittig in einer Brennkammerrückwand 42 angeordnet. Eine durch die Brennkammerrückwand 42 verlaufende Gerade schließt mit der Turbinenlängsachse 9 einen Wandungswinkel β von etwa 45° ein. Der Wandungswinkel β entspricht damit etwa dem Teilungswinkel α. Das um den Teilungswinkel α schräg zur Turbinenlängsachse 9 angeordnete Strömungsteilungselement 32 spaltet den Hauptablenkbereich 30 in einen oberen Teilkanal 43 und einen unteren Teilkanal 44 auf, welche beide etwa den gleichen Querschnitt aufweisen. Durch seitlich, d.h. längs der inneren Brennkammerschale 29 versetzte Anordnung des Strömungsteilungselements 32 ist ebenso eine gezielt unsymmetrische Aufteilung des Kühlluftstroms im Diffusor 27 realisierbar, falls beispielsweise die äußere Brennkammerschale und die innere Brennkammerschale 29 einen unterschiedlichen Kühlluftbedarf aufweisen.The burner 10 is approximately centered in a combustion chamber rear wall 42 arranged. A through the combustion chamber rear wall 42 extending Just concludes with the turbine longitudinal axis 9 a wall angle β of about 45 °. The wall angle β corresponds thus about the pitch angle α. That around the pitch angle α arranged obliquely to the turbine longitudinal axis 9 Flow divider 32 splits main deflection region 30 in an upper sub-channel 43 and a lower sub-channel 44th on, which both have approximately the same cross-section. Through the side, i. along the inner combustion chamber shell 29 staggered arrangement of the flow dividing element 32 is as well as a targeted asymmetrical distribution of the cooling air flow realized in the diffuser 27, if, for example, the outer combustion chamber shell and the inner combustion chamber shell 29 have a different cooling air requirement.

Claims (9)

Gasturbine (1) mit einer zur Turbinenlängsachse (9) geneigten Ringbrennkammer (4),
die eine ebene Brennkammerrückwand (42) aufweist, in der eine die Turbinenlängsachse (9) in einem spitzen Wandungswinkel β von mindestens 30° schneidendende Wandungslinie verläuft,
mit einem Verdichter (2), dem in Axialrichtung ein radial zumindest teilweise zwischen Ringbrennkammer (4) und
Turbinenlängsachse (9) angeordneter Diffusor (27) strömungstechnisch nachgeschaltet ist, in dem ein verdichtetes Gas (K) an einer Abzweigstelle (36) durch ein keilförmiges von zwei Ablenkflanken (34, 35) gebildetes Strömungsteilungselement (32) in Kühlgas-Teilströme (Ki,Ka) aufteilbar ist,
wobei an der Abzeigstelle (36) die beiden Ablenkflanken (34, 35) einen Winkel kleiner 90° einschließen und eine zwischen ihnen eingeschlossene Winkelhalbierende (39) die Turbinenlängsachse (9) in einem spitzen Teilungswinkel α größer 20° schneidet und
wobei der Diffusor (27) einen der Abzweigstelle (36) vorgeschalteten Hauptablenkbereich (30) aufweist, welcher in einem spitzen Winkel von der Turbinenlängsachse (9) wegweisend auf eine quer zur Brennkammerrückwand (42) erstreckende innere Brennkammerschale (29) der Ringbrennkammer (4) gerichtet ist.Gas turbine (1) with an annular combustion chamber (4) inclined to the turbine longitudinal axis (9),
which has a planar combustion chamber rear wall (42), in which a wall line that intersects the turbine longitudinal axis (9) at an acute wall angle β of at least 30 °,
with a compressor (2), in the axial direction, a radially at least partially between annular combustion chamber (4) and
Turbine longitudinal axis (9) arranged downstream diffuser (27) in which a compressed gas (K) at a branch point (36) by a wedge-shaped by two Ablenkflanken (34, 35) formed flow divider (32) in cooling gas partial streams (K i , K a ) is divisible,
wherein at the Abzeigstelle (36) the two Ablenkflanken (34, 35) enclose an angle of less than 90 ° and an included bisecting line bisector (39) the turbine longitudinal axis (9) at an acute pitch angle α greater than 20 ° and cuts
wherein the diffuser (27) has a main deflecting region (30) which adjoins the branching point (36) and points at an acute angle from the longitudinal axis of the turbine (9) to an inner combustion chamber shell (29) of the annular combustion chamber (4) extending transversely to the combustion chamber rear wall (42). is directed. Gasturbine (1) nach Anspruch 1,
bei der die den radial äußeren Kühlgas-Teilstrom (Ka) begrenzende äußere Ablenkflanke (34) und eine dieser Ablenkflanke (34) gegenüberliegende Außenwand des Diffusors (27) hinter der Abzeigstelle (36) annähernd senkrecht zur Turbinenlängsachse (9) verläuft.Gas turbine (1) according to claim 1,
wherein the outer deflecting flank (34) delimiting the radially outer partial flow of cooling gas (K a ) and an outer wall of the diffuser (27) lying opposite this deflecting flank (34) extend approximately perpendicular to the turbine longitudinal axis (9) behind the deflecting point (36). Gasturbine (1) nach Anspruch 1 oder 2
bei der die den radial inneren Kühlgas-Teilstrom (Ki) begrenzende innere Ablenkflanke (35) und eine dieser Ablenkflanke (35) gegenüberliegende Innenwand des Diffusors (27) hinter der Abzeigstelle (36) annähernd parallel zur Turbinenlängsachse (9) verläuft.Gas turbine (1) according to claim 1 or 2
in which the radially inner cooling gas partial flow (K i ) limiting inner Ablenkflanke (35) and one of these Ablenkflanke (35) opposite inner wall of the diffuser (27) behind the Abzeigstelle (36) approximately parallel to the turbine longitudinal axis (9). Gasturbine (1) nach Anspruch 3
bei der der radial innere Kühlgas-Teilstrom (Ki) nach Verlassen des Diffusors (27) schräg in Richtung der Turbinenlängsachse (9) führbar ist.Gas turbine (1) according to claim 3
in which the radially inner part of the cooling gas flow (K i ) after leaving the diffuser (27) obliquely in the direction of the turbine longitudinal axis (9) can be guided. Gasturbine (1) nach einem der Ansprüche 1 bis 4,
mit einem als innere Brennkammerschale (29) und als äußere Brennkammerschale (28) ausgebildeten Wandungskühlraum (26) der Ringbrennkammer (4).Gas turbine (1) according to one of claims 1 to 4,
with a wall cooling space (26) of the annular combustion chamber (4) designed as an inner combustion chamber shell (29) and as an outer combustion chamber shell (28). Gasturbine (1) nach Anspruch 5, mit einen an die Ringbrennkammer (4) angrenzenden Strömungsüberleitungsraum (37, 38), welcher den Diffusor (27) mit dem Wandungskühlraum (26) verbindet.Gas turbine (1) according to claim 5, with one of the Ring combustion chamber (4) adjacent flow transfer chamber (37, 38), which the diffuser (27) with the wall cooling space (26) connects. Gasturbine (1) nach einem der Ansprüche 1 bis 6,
mit einer geschlossen gekühlten Ringbrennkammer (4).Gas turbine (1) according to one of claims 1 to 6,
with a closed-cooled annular combustion chamber (4). Gasturbine (1) nach einem der Ansprüche 1 bis 7,
bei der die Ringbrennkammer (4) in Gegenstromverfahren gekühlt wird.Gas turbine (1) according to one of claims 1 to 7,
in which the annular combustion chamber (4) is cooled in countercurrent process. Gasturbine (1) nach einem der Ansprüche 1 bis 8,
bei der der Teilungswinkel α von dem Wandungswinkel β nicht mehr als 20° abweicht.Gas turbine (1) according to one of claims 1 to 8,
in which the pitch angle α deviates from the wall angle β by not more than 20 °.
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Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2011027403A (en) * 2009-07-24 2011-02-10 General Electric Co <Ge> System and method for gas turbine combustor
JP2011153815A (en) * 2010-01-27 2011-08-11 General Electric Co <Ge> Bled diffuser fed secondary combustion system for gas turbine
EP2921779A1 (en) * 2014-03-18 2015-09-23 Alstom Technology Ltd Combustion chamber with cooling sleeve
EP3023695A1 (en) * 2014-11-20 2016-05-25 Siemens Aktiengesellschaft Thermal energy machine

Families Citing this family (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1508747A1 (en) * 2003-08-18 2005-02-23 Siemens Aktiengesellschaft Gas turbine diffusor and gas turbine for the production of energy
US20110303390A1 (en) * 2010-06-14 2011-12-15 Vykson Limited Combustion Chamber Cooling Method and System
US9476429B2 (en) * 2012-12-19 2016-10-25 United Technologies Corporation Flow feed diffuser
US10808616B2 (en) 2013-02-28 2020-10-20 Raytheon Technologies Corporation Method and apparatus for handling pre-diffuser airflow for cooling high pressure turbine components
WO2014152875A1 (en) 2013-03-14 2014-09-25 United Technologies Corporation Gas turbine engine architecture with nested concentric combustor
WO2015009449A1 (en) * 2013-07-17 2015-01-22 United Technologies Corporation Supply duct for cooling air
US11732892B2 (en) 2013-08-14 2023-08-22 General Electric Company Gas turbomachine diffuser assembly with radial flow splitters
US20150047358A1 (en) * 2013-08-14 2015-02-19 General Electric Company Inner barrel member with integrated diffuser for a gas turbomachine
WO2015031796A1 (en) 2013-08-29 2015-03-05 United Technologies Corporation Hybrid diffuser case for a gas turbine engine combustor
US10465907B2 (en) 2015-09-09 2019-11-05 General Electric Company System and method having annular flow path architecture
JP6625427B2 (en) * 2015-12-25 2019-12-25 川崎重工業株式会社 Gas turbine engine
JP6586389B2 (en) * 2016-04-25 2019-10-02 三菱重工業株式会社 Compressor diffuser and gas turbine
US10598380B2 (en) 2017-09-21 2020-03-24 General Electric Company Canted combustor for gas turbine engine
US11808178B2 (en) * 2019-08-05 2023-11-07 Rtx Corporation Tangential onboard injector inlet extender
EP4033073A1 (en) * 2021-01-25 2022-07-27 Siemens Energy Global GmbH & Co. KG Combustion section with a casing shielding

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5269133A (en) * 1991-06-18 1993-12-14 General Electric Company Heat exchanger for cooling a gas turbine
US5557921A (en) * 1994-05-02 1996-09-24 Abb Management Ag Power plant
US5592821A (en) * 1993-06-10 1997-01-14 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs F'aviation S.N.E.C.M.A. Gas turbine engine having an integral guide vane and separator diffuser
DE19544927A1 (en) * 1995-12-01 1997-04-17 Siemens Ag Gas turbine for driving generator or machinery
DE19639623A1 (en) * 1996-09-26 1998-04-09 Siemens Ag Mixing two fluid flows on one compressor
US20030010014A1 (en) * 2001-06-18 2003-01-16 Robert Bland Gas turbine with a compressor for air

Family Cites Families (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2541170A (en) * 1946-07-08 1951-02-13 Kellogg M W Co Air intake arrangement for air jacketed combustion chambers
US3631674A (en) * 1970-01-19 1972-01-04 Gen Electric Folded flow combustion chamber for a gas turbine engine
US4796429A (en) * 1976-11-15 1989-01-10 General Motors Corporation Combustor diffuser
US4194359A (en) * 1977-12-12 1980-03-25 United Technologies Corporation Means for improving the performance of burner shroud diffusers
US4297842A (en) * 1980-01-21 1981-11-03 General Electric Company NOx suppressant stationary gas turbine combustor
GB8928378D0 (en) * 1989-12-15 1990-02-21 Rolls Royce Plc A diffuser
US5077967A (en) * 1990-11-09 1992-01-07 General Electric Company Profile matched diffuser
US5197289A (en) * 1990-11-26 1993-03-30 General Electric Company Double dome combustor
US5555721A (en) * 1994-09-28 1996-09-17 General Electric Company Gas turbine engine cooling supply circuit
GB9917957D0 (en) * 1999-07-31 1999-09-29 Rolls Royce Plc A combustor arrangement
EP1245804B1 (en) * 2001-03-26 2006-05-24 Siemens Aktiengesellschaft Gas turbine
EP1400751A1 (en) * 2002-09-17 2004-03-24 Siemens Aktiengesellschaft Combustion chamber for a gas turbine
GB0229307D0 (en) * 2002-12-17 2003-01-22 Rolls Royce Plc A diffuser arrangement

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5269133A (en) * 1991-06-18 1993-12-14 General Electric Company Heat exchanger for cooling a gas turbine
US5592821A (en) * 1993-06-10 1997-01-14 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs F'aviation S.N.E.C.M.A. Gas turbine engine having an integral guide vane and separator diffuser
US5557921A (en) * 1994-05-02 1996-09-24 Abb Management Ag Power plant
DE19544927A1 (en) * 1995-12-01 1997-04-17 Siemens Ag Gas turbine for driving generator or machinery
DE19639623A1 (en) * 1996-09-26 1998-04-09 Siemens Ag Mixing two fluid flows on one compressor
US20030010014A1 (en) * 2001-06-18 2003-01-16 Robert Bland Gas turbine with a compressor for air

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2011027403A (en) * 2009-07-24 2011-02-10 General Electric Co <Ge> System and method for gas turbine combustor
JP2011153815A (en) * 2010-01-27 2011-08-11 General Electric Co <Ge> Bled diffuser fed secondary combustion system for gas turbine
EP2921779A1 (en) * 2014-03-18 2015-09-23 Alstom Technology Ltd Combustion chamber with cooling sleeve
EP3023695A1 (en) * 2014-11-20 2016-05-25 Siemens Aktiengesellschaft Thermal energy machine

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