GAS TURBINE

• Main Authors: NARANCIC, SINISA, TSCHUOR, REMIGI, FILKORN, GUENTER
• Format: Patent
• Language: English; French; German
• Published: 26.02.2015
• Subjects: BLASTING; COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES; ENGINE PLANTS IN GENERAL; GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGHVELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS; HEATING; LIGHTING; MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; MECHANICAL ENGINEERING; NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAMTURBINES; STEAM ENGINES; WEAPONS

Eine Gasturbine (10) umfasst einen Verdichter (12), eine ringförmige Brennkammer (13) und eine Turbine (15), wobei die Brennkammer (13) zur Einleitung der in der Brennkammer (13) entstehenden heissen Gase in die nachfolgende Turbine (15) in einem Übergangsbereich (A) mit einer Brennkammerschale (20a) an den Turbineneinlass (26) derart anschliesst, dass eine durch thermische Ausdehnung bedingte relative Bewegung zwischen Brennkammer (13) und Turbineneinlass (26) möglich ist, und wobei die Brennkammerschale (20a) mit am Umfang verteilt angebrachten Abstützelementen (29) durch die im Betrieb auftretende thermische Ausdehnung (33) an eine konische Kontur (31a) an der Wellenabdeckung (25) anstösst und sich daran abstützt. Eine Verbesserung hinsichtlich Belastung und Lebensdauer wird dadurch erreicht, dass die konische Kontur (31a) mit der Maschinenachse einen Winkel (α2) einschliesst, der ein Aufgleiten der Brennkammerschale (20a) mit den Abstützelementen (29) auf die konische Kontur (31a) ermöglicht. A gas turbine (10) comprises a compressor (12), an annular combustion chamber (13), and a turbine (15), a combustion chamber shell (20a) of the combustion chamber (13) adjoining the turbine inlet (26) in a transition region (A) in order to introduce the hot gases generated in the combustion chamber (13) into the downstream turbine (15) such that a thermal expansion-induced relative movement between the combustion chamber (13) and the turbine inlet (26) is possible. Combustion chamber shell (20a) support elements (29) distributed on the periphery come into contact with a conical contour (31a) on the shaft cover (25) due to the thermal expansion (33) that occurs during operation and are supported on said contour. The aim of the invention is an improvement with respect to loading and service life. This is achieved in that the conical contour (31a) and the machine axis form an angle (α2) that allows the combustion chamber shell (20a) support elements (29) to slide onto the conical contour (31a). L'invention concerne une turbine à gaz (10) comprenant un compresseur (12), une chambre de combustion annulaire (13) et une turbine (15), la chambre de combustion (13) étant raccordée dans une région de transition (A) par une coque (20a) de chambre de combustion à l'entrée (26) de turbine pour introduire les gaz chauds produits dans la chambre de combustion (13) dans la turbine (15) subséquente de telle manière qu'un mouvement relatif dû à une dilatation thermique soit possible entre la chambre de combustion (13) et l'entrée (26) de turbine, et la coque (20a) de chambre de combustion pourvue d'éléments d'appui (29) distribués sur la périphérie butant en raison de la dilatation thermique (33) survenant en service contre un contour conique (31a) sur la couverture d'arbre (25) et s'y appuyant. Une amélioration en termes de charge et de durée de vie est obtenue du fait que le contour conique (31a) forme avec l'axe de machine un angle (α2) qui permet un glissement de la coque (20a) de chambre de combustion pourvue des éléments d'appui (29) sur le contour conique (31a).