CH701825A2

CH701825A2 - Umlenkstrebe with transfer ports in a diffuser of a turbine engine.

Info

Publication number: CH701825A2
Application number: CH01368/10A
Authority: CH
Inventors: Scott Matthew Sparks
Original assignee: Gen Electric
Priority date: 2009-09-03
Filing date: 2010-08-25
Publication date: 2011-03-15
Also published as: JP2011052689A; US20110052373A1; DE102010037047A1

Abstract

Eine Umlenkstrebe (50´´) zur Verwendung in einem Diffusor einer Turbinenmaschine weist eine Vorderkante (72) mit einer ersten und zweiten gegenüberliegenden Fläche (74, 76) auf, die von dieser ausgehen und die an einer Hinterkante (78) enden. Schlitze (80) erstrecken sich durch die Umlenkstrebe (50´´) hindurch und nehmen von der ersten Fläche (74) zu der zweiten Fläche (76) an Volumen ab. Während eines Schwachlastbetriebs der Turbinenmaschine trifft eine Abgasströmung auf die Vorderkante (72) unter einem abweichenden Drallwinkel auf. Dies hat zur Folge, dass die Abgasströmung an der ersten Fläche (74) unter einem höherem Druck steht als an der zweiten Fläche (76), was die Abgasströmung veranlasst, durch die Schlitze (80) eingeleitet zu werden. Die Reduktion des Volumens in dem Schlitz (80) bewirkt, dass die Abgasströmung beim Durchgang durch die Schlitze (80) beschleunigt wird. Diese Abgasströmung aus den Schlitzen (80) wird mit einer Abgasströmung an der zweiten Fläche (76) vereinigt. Auf diese Weise wird der Impuls der Abgasströmung an der zweiten Fläche (76) erhöht, um die zweite laminare Grenzschicht (92) an der zweiten Fläche aufrechtzuerhalten.A baffle (50 ") for use in a turbine engine diffuser has a leading edge (72) having first and second opposing surfaces (74, 76) extending therefrom and terminating at a trailing edge (78). Slots (80) extend through the deflecting strut (50 ") and decrease in volume from the first surface (74) to the second surface (76). During low load operation of the turbine engine, exhaust flow encounters the leading edge (72) at a different helix angle. As a result, the exhaust gas flow at the first surface (74) is under a higher pressure than at the second surface (76), causing the exhaust gas flow to be introduced through the slots (80). The reduction of the volume in the slot (80) causes the flow of exhaust gas to accelerate as it passes through the slots (80). This exhaust gas flow from the slots (80) is combined with an exhaust gas flow at the second surface (76). In this way, the momentum of the exhaust gas flow at the second surface (76) is increased to maintain the second laminar boundary layer (92) at the second surface.

Description

Hintergrund zu der ErfindungBackground to the invention

[0001] Der hierin beschriebene Gegenstand betrifft Turbinenmaschinen und insbesondere Umlenkstreben in einem Diffusor einer Turbinenmaschine. The subject matter described herein relates to turbine engines, and more particularly deflecting struts in a diffuser of a turbine engine.

[0002] Eine Gasturbinenmaschine enthält einen Verdichter, der mehrere Verdichterlaufschaufeln aufweist, die auf einer Welle angeordnet sind, wobei die Verdichterschaufeln und die Welle eingerichtet sind, um ein abnehmendes Volumen zu definieren. Ein in die Gasturbine eingesaugter Luftstrom wird beim Durchgang durch den Verdichter komprimiert. Stromabwärts von dem Verdichter sind mehrere Brennkammern angeordnet, in denen Luft und Brennstoff miteinander vermischt werden und der Brennstoff gezündet wird, wie dies bekannt ist. Stromabwärts von den Brennkammern ist eine mehrstufige Turbine angeordnet. Erste Stufen der mehrstufigen Turbine sind durch mehrere Turbinenschaufeln definiert, die auf der Welle des Verdichters angeordnet sind. Die letzten Stufen der mehrstufigen Turbine sind durch mehrere Turbinenschaufeln definiert, die auf einer Abtriebswelle angeordnet sind, die unabhängig von der Welle des Verdichters rotiert. Der erwärmte komprimierte Luftstrom aus den Brennkammern dreht die mehrstufige Turbine. Die Drehung der ersten Stufen der mehrstufigen Turbine dreht die Welle des Verdichters. Die Drehung der letzten Stufen der mehrstufigen Turbine dreht die Abtriebswelle, die wiederum einen Generator antreibt. Ein Diffusor ist hinter den letzten Stufen der mehrstufigen Turbine angeordnet und dazu eingerichtet, die Abgasströmung zu verlangsamen und dynamische Energie in einen statischen Druckanstieg zu wandeln. Der Diffusor enthält mehrere Umlenkstreben, die aus einer von einer aerodynamischen Verkleidung ummantelten Stützstrebe bestehen. Die Umlenkstreben lenken eine Strömung von der mehrstufigen Turbine in Richtung auf die Axialrichtung um, wenn die Gasturbinenmaschine innerhalb eines ausgelegten Leistungsbereiches. betrieben wird. Die Umlenkstreben sind.in Umfangsrichtung verteilt innerhalb des Ringraums des Diffusors angeordnet. A gas turbine engine includes a compressor having a plurality of compressor blades disposed on a shaft, wherein the compressor blades and the shaft are adapted to define a decreasing volume. An air stream drawn into the gas turbine is compressed as it passes through the compressor. Downstream of the compressor are arranged a plurality of combustion chambers in which air and fuel are mixed together and the fuel is ignited, as is known. Downstream of the combustion chambers, a multi-stage turbine is arranged. First stages of the multi-stage turbine are defined by a plurality of turbine blades disposed on the shaft of the compressor. The last stages of the multi-stage turbine are defined by a plurality of turbine blades disposed on an output shaft which rotates independently of the shaft of the compressor. The heated compressed air flow from the combustion chambers rotates the multi-stage turbine. The rotation of the first stages of the multi-stage turbine rotates the shaft of the compressor. The rotation of the final stages of the multi-stage turbine rotates the output shaft, which in turn drives a generator. A diffuser is positioned behind the last stages of the multi-stage turbine and configured to slow the flow of exhaust gas and convert dynamic energy into a static pressure rise. The diffuser includes a plurality of deflection struts, which consist of a sheathed by an aerodynamic fairing strut. The diverter struts divert flow from the multi-stage turbine toward the axial direction when the gas turbine engine is within a designed power range. is operated. The deflecting struts are arranged distributed in the circumferential direction within the annular space of the diffuser.

Kurze Beschreibung der ErfindungBrief description of the invention

[0003] Gemäss einem Aspekt der Erfindung weist eine Umlenkstrebe zur Verwendung in einem Diffusor einer Turbinenmaschine eine gekrümmte Vorderkante, eine erste spitz zulaufende Fläche, die an ihrem einen Ende von der gekrümmten Vorderkante ausgeht, eine zweite spitz zulaufende Fläche, die an ihrem einen Ende von der gekrümmten Vorderkante ausgeht, und eine Hinterkante auf, die an den anderen Enden der ersten und der zweiten spitz zulaufenden Fläche definiert ist. Die zweite spitz zulaufende Fläche ist der ersten spitz zulaufenden Fläche gegenüberliegend angeordnet. Wenigstens ein Schlitz erstreckt sich durch die Umlenkstrebe von der ersten spitz zulaufenden Fläche zu der zweiten spitz zulaufenden Fläche. Der wenigstens einen Schlitz nimmt von der ersten spitz zulaufenden Fläche zu der zweiten spitz zulaufenden Fläche an Volumen ab. Der wenigstens einen Schlitz ist in der Nähe der gekrümmten Vorderkante angeordnet. According to one aspect of the invention, a deflecting strut for use in a turbine engine diffuser has a curved leading edge, a first tapered surface extending from the curved leading edge at one end thereof, a second tapered surface disposed at one end thereof from the curved leading edge and a trailing edge defined at the other ends of the first and second tapered surfaces. The second tapered surface is disposed opposite the first tapered surface. At least one slot extends through the deflecting strut from the first tapered surface to the second tapered surface. The at least one slot decreases in volume from the first tapered surface to the second tapered surface. The at least one slot is disposed near the curved leading edge.

[0004] Gemäss einem weiteren Aspekt der Erfindung enthält ein Verfahren zum Umlenken einer Strömung in einem Diffusor einer Turbinenmaschine ein Auftreffenlassen der Strömung auf eine Vorderkante der Umlenkstrebe unter einem Drallwinkel, der von einem Drallwinkel im Auslegungspunkt abweicht. Das Verfahren enthält ferner ein Definieren einer ersten laminaren Grenzschicht an einer ersten spitz zulaufenden Fläche der Umlenkstrebe von der Strömung an dieser und Definieren einer zweiten laminaren Grenzschicht an einer zweiten Fläche der Umlenkstrebe von der Strömung an dieser. Die erste spitz zulaufende Fläche erstreckt sich an ihrem einen Ende von der Vorderkante aus. Die zweite spitz zulaufende Fläche erstreckt sich an ihrem einen Ende von der Vorderkante aus. Die zweite Fläche ist der ersten Fläche gegenüberliegend angeordnet. Der abweichende Drallwinkel ergibt eine Druckdifferenz zwischen den Strömungen an der ersten und der zweiten Fläche. Die Strömung an der ersten Fläche steht unter einem höheren Druck als die Strömung an der zweiten Fläche. Das Verfahren enthält ein Einleiten der Strömung durch wenigstens einen Schlitz, der sich durch die Umlenkstrebe hindurch von der ersten Fläche zu der zweiten Fläche erstreckt. Die durch den wenigstens einen Schlitz führende Strömung verläuft von der ersten Fläche zu der zweiten Fläche und ist die Folge des Differenzdrucks zwischen den Strömungen an der ersten und der zweiten Fläche. Das Verfahren enthält ferner ein Beschleunigen der Strömung durch den wenigstens einen Schlitz anhand einer Volumenreduktion des wenigstens einen Schlitzes von der ersten Fläche zu der zweiten Fläche. Das Verfahren enthält noch weiter ein Vereinigen der Strömung aus dem wenigstens einen Schlitz mit der Strömung an der zweiten Fläche. Ein Impuls der Strömung an der zweiten Fläche wird vergrössert, um die zweite laminare Grenzschicht an der zweiten Oberfläche aufrechtzuerhalten. According to another aspect of the invention, a method for redirecting a flow in a turbine engine diffuser includes impinging the flow on a leading edge of the diverter strut at a helix angle that deviates from a helix angle at the design point. The method further includes defining a first laminar boundary layer at a first tapered surface of the deflecting strut from the flow therealong and defining a second laminar boundary layer at a second surface of the deflecting strut from the flow therealong. The first tapered surface extends at one end thereof from the leading edge. The second tapered surface extends at one end thereof from the leading edge. The second surface is arranged opposite the first surface. The deviating helix angle results in a pressure difference between the flows on the first and second surfaces. The flow at the first surface is at a higher pressure than the flow at the second surface. The method includes introducing the flow through at least one slot extending through the deflecting strut from the first surface to the second surface. The flow passing through the at least one slot extends from the first surface to the second surface and is the result of the differential pressure between the flows at the first and second surfaces. The method further includes accelerating the flow through the at least one slot based on a volume reduction of the at least one slot from the first surface to the second surface. The method further includes combining the flow from the at least one slot with the flow at the second surface. An impulse of the flow at the second surface is increased to maintain the second laminar boundary layer at the second surface.

[0005] Gemäss einem noch weiteren Aspekt der Erfindung weist eine Umlenkstrebe zur Verwendung in einem Diffusor einer Turbinenmaschine im Wesentlichen eine längliche tränentropfenförmige Gestalt auf, die durch eine Vorderkante definiert ist, die eine erste und eine zweite von dieser ausgehende Oberfläche aufweist, wobei die zweite Oberfläche der ersten Oberfläche gegenüberliegend angeordnet ist und wobei die erste und die zweite Oberfläche an einer Hinterkante enden. Wenigstens ein Schlitz erstreckt sich durch die Umlenkstrebe hindurch von der ersten Oberfläche zu der zweiten Oberfläche. Das Volumen des wenigstens einen Schlitzes nimmt von der ersten Oberfläche zu der zweiten Oberfläche an Volumen ab. Der wenigstens eine Schlitz in der Nähe der Vorderkante angeordnet. [0005] According to yet another aspect of the invention, a diverter strut for use in a turbine engine diffuser has substantially an elongated teardrop-shaped configuration defined by a leading edge having first and second surfaces therefrom Surface of the first surface is disposed opposite and wherein the first and the second surface terminate at a trailing edge. At least one slot extends through the deflecting strut from the first surface to the second surface. The volume of the at least one slot decreases in volume from the first surface to the second surface. The at least one slot disposed near the leading edge.

[0006] Diese und weitere Vorteile und Merkmale werden aus der folgenden Beschreibung in Verbindung mit den Zeichnungen offensichtlicher. These and other advantages and features will become more apparent from the following description taken in conjunction with the drawings.

Kurze Beschreibung der ZeichnungenBrief description of the drawings

[0007] Der Gegenstand, der als die Erfindung angesehen wird, ist in den Ansprüchen am Schluss der Beschreibung besonders angegeben und deutlich beansprucht. Das Vorstehende und weitere Merkmale und Vorteile der Erfindung erschliessen sich aus der folgenden detaillierten Beschreibung in Verbindung mit den beigefügten Zeichnungen, in denen zeigen: <tb>Fig. 1<sep>eine schematisierte Querschnittsansicht einer typischen Gasturbinenmaschine mit einem Diffusor; <tb>Fig. 2<sep>eine schematisierte Querschnittsansicht einer Umlenkstrebe nach dem Stand der Technik, die bei einem Drallwinkel im Auslegungspunkt arbeitet; <tb>Fig. 3<sep>eine schematisierte Querschnittsansicht der Umlenkstrebe nach Fig. 2, die unter einem Winkel arbeitet, der von dem auslegungspunktgemässen Drallwinkel abweichend gewählt ist; <tb>Fig. 4<sep>eine schematisierte Querschnittsansicht einer Ausführungsform einer Umlenkstrebe gemäss der Erfindung, die bei einem auslegungspunktgemässen-Drallwinkel arbeitet; <tb>Fig. 5<sep>eine ausschnittsweise Seitenansicht der Umlenkstrebe nach Fig. 4; <tb>Fig. 6<sep>eine weitere ausschnittsweise Seitenansicht der Umlenkstrebe nach Fig. 4; und <tb>Fig. 7<sep>eine schematisierte Querschnittsansicht der Umlenkstrebe nach Fig. 4, die unter einem Drallwinkel arbeitet, der von dem auslegungspunktgemässen Drallwinkel abweicht.The object which is considered as the invention is particularly indicated in the claims at the end of the description and clearly claimed. The foregoing and other features and advantages of the invention will become more apparent from the following detailed description taken in conjunction with the accompanying drawings, in which: <Tb> FIG. 1 is a schematic cross-sectional view of a typical gas turbine engine with a diffuser; <Tb> FIG. Fig. 2 is a schematic cross-sectional view of a prior art diverter brace operating at a helix angle at the design point; <Tb> FIG. FIG. 3 is a schematic cross-sectional view of the diverter strut of FIG. 2 operating at an angle deviating from the design point-wise helix angle; FIG. <Tb> FIG. Figure 4 is a schematic cross-sectional view of one embodiment of a diverter strut according to the invention operating at a design point twist angle; <Tb> FIG. 5 <sep> is a partial side view of the deflecting strut according to FIG. 4; <Tb> FIG. 6 <sep> is a further partial side view of the deflecting strut according to FIG. 4; and <Tb> FIG. FIG. 7 is a schematic cross-sectional view of the diverter strut of FIG. 4 operating at a helix angle that deviates from the design point-wise helix angle. FIG.

[0008] Die detaillierte Beschreibung erläutert Ausführungsformen der Erfindung gemeinsam mit Vorteilen und Merkmalen anhand eines Beispiels unter Bezugnahme auf die Zeichnungen. The detailed description explains embodiments of the invention together with advantages and features by way of example with reference to the drawings.

Detaillierte Beschreibung der ErfindungDetailed description of the invention

[0009] Bezug nehmend auf Fig. 1ist eine Hochleistungs-Gasturbinenmaschine allgemein bei 10 veranschaulicht. Die Gasturbinenmaschine 10 weist eine im Wesentlichen ringförmige Gestalt auf, die durch ein äusseres Turbinengehäuse 12 definiert ist. An einem Ende der Gasturbinenmaschine 10 ist ein Einlass 14 definiert. Der Einlass 14 führt zu einem Verdichter 16, der durch mehrere Verdichterlaufschaufeln 18 definiert ist, die im Innern des Gehäuses 12 angeordnet sind. Die Verdichterschaufeln 18 sind auf einer Welle 20 angeordnet, die sich entlang einer Mittellinie 22 des Gehäuses 12 erstreckt, wobei die Verdichterschaufeln 18 und die Welle 20 konfiguriert sind, um ein abnehmendes Volumen zu definieren. Ein Luftstrom, der in die Gasturbinenmaschine 10 an dem Einlass 14 eingesaugt wird, wird komprimiert, während er den Verdichter 15 durchströmt. Mehrere Brennkammern 24 sind stromabwärts von dem Verdichter 16 angeordnet und axial rings um die Welle 20 positioniert. Die Brennkammern 24 weisen eine Vormischkämmer und eine Verbrennungskammer auf (die beide nicht veranschaulicht sind). Der Luftstrom von dem Verdichter 16 wird durch Eintrittsöffnungen 26 in die Vormischkämmer eingesaugt. Ferner wird Brennstoff von einem Brennstoffeinlass 28 in die Vormischkämmer geliefert. Diese Luft und dieser Brennstoff werden in der Vormischkämmer miteinander vermischt, um ein Brennstoff- und Luft-Gemisch zu bilden, das in die Brennkammer strömt, worin dieses gezündet wird, wie dies bekannt ist. Im Inneren des Gehäuses 12, stromabwärts der Brennkammern 24 ist eine mehrstufige Turbine 30 angeordnet. Erste Stufen 32 der mehrstufigen Turbine 30 sind durch mehrere Turbinenschaufeln 34 definiert, die auf der Welle 20 angeordnet sind. Letzte Stufen 36 der mehrstufigen Turbine 30 sind durch mehrere Turbinenschaufeln 38 definiert, die auf einer Abtriebswelle 40 angeordnet sind. Die Abtriebswelle 40 erstreckt sich ebenfalls entlang der Mittellinie 22 des Gehäuses 12, wobei sie mit der Welle 20 axial ausgerichtet ist, jedoch unabhängig von dieser rotiert. Die erwärmte komprimierte Luftströmung aus den Brennkammern 24 dreht die mehrstufige Turbine 30. Die Drehung der ersten Stufen 32 der mehrstufigen Turbine 30 dreht die Welle 20, die wiederum den Verdichter 16 antreibt. Die Drehung der letzten Stufen 36 der mehrstufigen Turbine 30 dreht die Abtriebswelle 40, die wiederum einen (nicht veranschaulichten) Generator antreibt. Hinter den letzten Stufen 36 der mehrstufigen Turbine 30 ist ein Diffusor 42 angeordnet, der eingerichtet ist, um die Abgasströmung zu verlangsamen und dynamische Energie in einen statischen Druckanstieg umzuwandeln. Der Diffusor 42 enthält mehrere Umlenkstreben 50, die eine Stützstrebe umfassen, die von einer aerodynamischen Verkleidung ummantelt ist. Die Umlenkstreben 50 lenken eine Strömung 44 von der mehrstufigen Turbine 30 in Richtung auf die Axialrichtung um, was eine Strömung 46 ergibt, wenn die Gasturbinenmaschine 10 innerhalb eines ausgelegten Leistungsbereiches betrieben wird. Die Umlenkstreben 50 sind in Umfangsrichtung verteilt innerhalb des Ringraums des Diffusors 42 angeordnet. Referring to FIG. 1, a high performance gas turbine engine is illustrated generally at 10. The gas turbine engine 10 has a substantially annular shape defined by an outer turbine housing 12. At one end of the gas turbine engine 10, an inlet 14 is defined. The inlet 14 leads to a compressor 16 defined by a plurality of compressor blades 18 disposed within the housing 12. The compressor blades 18 are disposed on a shaft 20 that extends along a centerline 22 of the housing 12, with the compressor blades 18 and the shaft 20 configured to define a decreasing volume. An airflow that is drawn into the gas turbine engine 10 at the inlet 14 is compressed as it passes through the compressor 15. A plurality of combustors 24 are disposed downstream of the compressor 16 and positioned axially around the shaft 20. The combustors 24 include a premixing comb and a combustion chamber (both of which are not illustrated). The air flow from the compressor 16 is sucked through inlet openings 26 into the premixing chambers. Further, fuel is supplied from a fuel inlet 28 into the premixing chambers. This air and fuel are mixed together in the premixing chamber to form a fuel and air mixture which flows into the combustion chamber where it is ignited, as is known. Inside the housing 12, downstream of the combustion chambers 24, a multi-stage turbine 30 is arranged. First stages 32 of the multi-stage turbine 30 are defined by a plurality of turbine blades 34 disposed on the shaft 20. Last stages 36 of the multi-stage turbine 30 are defined by a plurality of turbine blades 38 disposed on an output shaft 40. The output shaft 40 also extends along the centerline 22 of the housing 12 while being axially aligned with the shaft 20 but rotating independently therefrom. The heated compressed air flow from the combustion chambers 24 rotates the multi-stage turbine 30. The rotation of the first stages 32 of the multi-stage turbine 30 rotates the shaft 20, which in turn drives the compressor 16. The rotation of the last stages 36 of the multi-stage turbine 30 rotates the output shaft 40, which in turn drives a generator (not shown). Disposed behind the last stages 36 of the multi-stage turbine 30 is a diffuser 42 arranged to slow the flow of exhaust gas and convert dynamic energy to a static pressure rise. The diffuser 42 includes a plurality of baffles 50 that include a support strut encased in an aerodynamic fairing. The diverter struts 50 redirect flow 44 from the multi-stage turbine 30 toward the axial direction, resulting in a flow 46 when the gas turbine engine 10 is operated within a designed power range. The deflection struts 50 are arranged distributed in the circumferential direction within the annular space of the diffuser 42.

[0010] Bezug nehmend auf Fig. 2sind die mit 50 ́ bezeichneten herkömmlichen Umlenkstreben nach dem Stand der Technik in einer schematisierten Querschnittsansicht veranschaulicht, wie sie die Gestalt eines im Wesentlichen länglichen Tränentropfens aufweisen. Die Umlenkstrebe 50 ́ weist eine gekrümmte vordere Oberfläche 52 auf, die zu spitz zulaufenden Oberflächen 54 und 56 führt, die an einer Hinterkante 58 zusammentreffen. Die Umlenkstreben 50 ́ sind ausgelegt, um eine Abgasströmung 60 bei begrenztem Wirkungsgradverlust umzulenken, wenn die Gasturbine 10 innerhalb ihres ausgelegten Leistungsbereiches betrieben wird. Insbesondere trifft die Strömung 60 auf die gekrümmte vordere Fläche 52 der Umlenkstrebe 50 ́ unter einem Einlassdrallwinkel im Auslegungspunkt auf, so dass die Strömung 60 rings um die Umlenkstrebe 50 ́ einheitlich konstant ist. Auf diese Weise werden laminare Grenzschichten 62 und 64 an den Flächen der Umlenkstrebe 50 ́ definiert. Dies wird in verlässlicher Weise erreicht, wenn die Gasturbinenmaschine 10 innerhalb ihres ausgelegten Leistungsbereiches betrieben wird. Referring to Figure 2, the prior art prior art baffles, designated 50, are illustrated in a schematic cross-sectional view as having the shape of a substantially elongated tear drop. The deflecting strut 50 has a curved front surface 52 that leads to tapered surfaces 54 and 56 that meet at a trailing edge 58. The diverter struts 50 are configured to divert an exhaust gas flow 60 with limited efficiency loss when the gas turbine 10 is operating within its designed power range. Specifically, the flow 60 impinges on the curved front surface 52 of the diverting strut 50 at an inlet helix angle at the design point such that the flow 60 is uniformly constant around the diverting strut 50. In this way laminar boundary layers 62 and 64 are defined on the surfaces of the deflecting strut 50. This is reliably achieved when the gas turbine engine 10 is operated within its designed power range.

[0011] Jedoch ist es zuweilen wünschenswert, die Gasturbinenmaschine 10 unterhalb ihres ausgelegten Leistungsbereiches zu betreiben. Dies würde einen Betrieb während einer Schwachlast-Energieanforderung oder unter anderen Bedingungen geringer Energieanforderung enthalten. Wenn die Gasturbinenmaschine auf diese Weise betrieben wird, was häufig als ein «zurückgefahrener» Betrieb oder «Teillast» - «Betrieb» oder «TeilIast»-Betrieb bezeichnet wird, ist die Abgasströmung um die Umlenkstreben 50 ́ herum weniger als optimal. However, it is sometimes desirable to operate the gas turbine engine 10 below its designed power range. This would include operation during a light load power request or under other low power requirement conditions. When the gas turbine engine is operated in this manner, which is often referred to as a "retarded" operation or "part load" "operation" or "partial load" operation, the exhaust flow around the deflector struts 50 is less than optimal.

[0012] Bezug nehmend auf Fig. 3ist die Umlenkstrebe 50 ́ während eines Teillastbetriebs veranschaulicht, bei dem die Strömung 60 auf die gekrümmte Vorderfläche 52 der Umlenkstrebe 50 ́ unter einem Drallwinkel auftrifft, der deutlich von dem Auslegungspunkt gemässen Einlassdrallwinkel (Fig. 2) abweicht. Die Strömung 60 unter diesem abweichenden Drallwinkel prallt auf die gekrümmte Vorderfläche 52 an der Umlenkstrebe 50 ́ auf. Die Strömung 60 setzt sich entlang der Oberfläche 54 fort und definiert dabei die laminare Grenzschicht 62. Die Strömung 60 setzt sich entlang der Oberfläche 56 fort und definier dabei die laminare Grenzschicht 64, die sich stromabwärts an einem Ablösepunkt 66 ablöst. Wenn der Impuls der Strömung in der laminaren Grenzschicht 64 bis zu dem Punkt. reduziert ist, an dem dieser Null ist, löst sich die laminare Grenzschicht 64 anschliessend von der Oberfläche 56 ab. Wenn sich die laminare Grenzschicht 64 von der Oberfläche 56 ablöst, verursacht dies dann eine Umkehrströmung über der Oberfläche 56. Wenn sich die laminare Grenzschicht 64 ablöst, erzeugt sie eine Wirbelströmung 68, die eine Erhöhung des Druckwiderstandes hervorruft, die in nachteiliger Weise den Wirkungsgrad des Systems beeinflusst. Innerhalb der Wirbelströmung 68 werden mehrere Wirbel 70 erzeugt. Wenn die Wirbel 70 beginnen, sich von der Oberfläche 56 zu lösen, tun sie dies mit einer bestimmten Frequenz. Die Ablösung der Wirbel 70 kann in der Strebe 50 ́ Schwingungen verursachen, die weiter zu Ineffizienzen des Systems, wie beispielsweise erhöhtem Lärm und Gegendruck, beitragen. Referring to FIG. 3, the diverting strut 50 is illustrated during a part load operation in which the flow 60 impinges on the curved front surface 52 of the diverting strut 50 at a helix angle that deviates significantly from the design point of intake helix angle (FIG. 2) , The flow 60 under this deviating helix angle impinges on the curved front surface 52 on the deflection strut 50. The flow 60 continues along the surface 54, thereby defining the laminar boundary layer 62. The flow 60 continues along the surface 56, defining the laminar boundary layer 64 which delaminates downstream at a separation point 66. If the momentum of the flow in the laminar boundary layer 64 to the point. is reduced, where this is zero, the laminar boundary layer 64 then dissolves from the surface 56. As the laminar boundary layer 64 detaches from the surface 56, this then causes a reverse flow over the surface 56. As the laminar boundary layer 64 detaches, it creates a swirling flow 68 which causes an increase in pressure resistance that adversely affects the efficiency of the fluid System influences. Within the vortex flow 68 a plurality of vortices 70 are generated. As the vertebrae 70 begin to separate from the surface 56, they do so at a particular frequency. The disengagement of the vertebrae 70 may cause vibrations in the strut 50 that further contribute to inefficiencies of the system, such as increased noise and back pressure.

[0013] Bezug nehmend auf die Fig. 4, 5 und 6 sind in einer Ausführungsform mit 50 ́ ́ bezeichnete Umlenkstreben in einer schematisierten Querschnittsansicht (Fig. 4) veranschaulicht, wie sie eine im Wesentlichen längliche tränentropfenförmige Gestalt aufweisen. Die Umlenkstrebe 50 ́ ́ weist eine gekrümmte Vorderkante 72 auf, die zu spitz zulaufenden Oberflächen 74 und 76 führt, die an einer Hinterkante 78 zusammentreffen. Mehrere Schlitze 80 erstrecken sich durch die Umlenkstrebe 50 ́ ́ hindurch von einem Einlass 82 an der Fläche 74 (Fig. 5) zu einem Auslass 84 an der Fläche 76 (Fig. 6). Die Schlitze 80 sind in der Nähe der Vorderkante 72 der Umlenkstrebe 50 ́ ́ angeordnet. Die Schlitze 80 sind zueinander ausgerichtet und im Wesentlichen rechteckig mit gerundeten Enden gestaltet. Der Bereich des Einlasses 82 ist grösser als derjenige des Auslasses 84. Demgemäss vermindert sich das Volumen der Schlitze 80 von dem Einlass 82 zu dem Auslass 84. Eine schematisierte Querschnittsansicht der Schlitze 80 (Fig. 4) zeigt eine allgemein zusammengesetzte Krümmungskurve, die im Wesentlichen gewunden bzw. serpentinenförmig gestaltet ist. Die Umlenkstreben 50 ́ ́ sind dazu ausgelegt, eine, Abgasströmung 86 mit begrenztem Wirkungsgradverlust umzulenken, wenn eine Gasturbinenmaschine 10 innerhalb ihres auslegungsgemässen Leistungsbereiches betrieben wird. Insbesondere trifft die Strömung 86 auf die gekrümmte Vorderfläche 72 der Umlenkstrebe 50 ́ ́ unter einem auslegungspunktgemässen Einlassdrallwinkel auf, so dass die Strömung 86 um die Umlenkstrebe 50 ́ ́ herum einheitlich, konstant ist. Laminare Grenzschichten 88 und 90 werden an den Oberflächen 74 bzw. 76 der Umlenkstrebe 50 ́ ́ gebildet. Bei dem auslegungspunktgemässen Drallwinkel ist die Druckdifferenz der Strömung von der Oberfläche 74 zu der Oberfläche 76 vernachlässigbar, wobei jede Strömung durch die Schlitze 80 «deminimis» (eine Kleinigkeit) ist. Referring to Figures 4, 5 and 6, in one embodiment, deflecting struts designated 50 are illustrated in a schematic cross-sectional view (Figure 4) having a substantially elongated teardrop-shaped configuration. The deflecting strut 50 has a curved leading edge 72 that leads to tapered surfaces 74 and 76 that meet at a trailing edge 78. Multiple slots 80 extend through the diverter strut 50 from an inlet 82 on the surface 74 (FIG. 5) to an outlet 84 on the surface 76 (FIG. 6). The slots 80 are disposed near the leading edge 72 of the turn bar 50. The slots 80 are aligned with each other and configured substantially rectangular with rounded ends. The area of the inlet 82 is greater than that of the outlet 84. Accordingly, the volume of the slots 80 decreases from the inlet 82 to the outlet 84. A schematic cross-sectional view of the slots 80 (FIG. 4) shows a generally composite curve of curvature substantially is designed serpentine or serpentine. The baffles 50 are configured to redirect exhaust flow 86 with limited efficiency loss when operating a gas turbine engine 10 within its design range of performance. Specifically, the flow 86 impinges on the curved front surface 72 of the diverting strut 50 at a design point-wise inlet helix angle so that the flow 86 is uniform, constant around the diverting strut 50. Laminar boundary layers 88 and 90 are formed on the surfaces 74 and 76, respectively, of the turn bar 50. At the design point twist angle, the pressure differential of the flow from the surface 74 to the surface 76 is negligible, with any flow through the slots 80 being "deminimis" (a trifle).

[0014] Indem nun auf Figur 7Bezug genommen wird, ist die Umlenkstrebe 50 ́ ́ während eines Schwachlastbetriebs veranschaulicht, bei dem die Strömung 86 auf die gekrümmte Vorderkante 72 der Umlenkstrebe 50 ́ ́ unter einem Drallwinkel auftrifft, der deutlich von dem auslegungspunktgemässen Drallwinkel (Fig. 4) abweicht. Die Strömung 86 setzt sich entlang der Oberfläche 74 fort und definiert die laminare Grenzschicht 88. Die Strömung 86 setzt sich entlang der Oberfläche 76 fort und definiert eine laminare Grenzschicht 92. Der abweichende Drallwinkel ergibt eine Druckdifferenz zwischen den Strömungen an den Oberflächen 74 und 76. An der Oberfläche 74 wird eine Hochdruckströmung geschaffen, während an der Oberfläche 76 ein Niederdruck geschaffen wird. Dieser Differenzdruck zwischen den Flächen 74 und 76 erzeugt eine Saugwirkung an den Schlitzen 80, die eine durch die Schlitze führende Strömung zur Folge hat. Das sich vermindernde Volumen der Schlitze 80 verursacht auf Grund des Bernoulli-Prinzips eine Geschwindigkeitssteigerung der hindurchfliessenden Strömung. Das Bernoulli-Prinzip sagt aus, dass nach der Beziehung zwischen der Geschwindigkeit und dem Druck eines Fluids, wenn die Fluidgeschwindigkeit steigt, der Druck gleichermassen fällt. Deshalb wird die in die Schlitze 80 an dem Einlass 82 eintretende Strömung beim Durchgang durch die Schlitze 80 zu dem Auslass 84 beschleunigt. Die aus den Schlitzen 80 austretende Strömung ist schneller als die Strömung an dem stromaufwärtigen Ende der Fläche 76. Diese Strömungen vereinigen sich an dem Auslass 84, wodurch die Strömung an der Fläche 76 stromabwärts von dem Auslass 84 beschleunigt wird. Anders als bei dem vorstehend erläuterten Stand der Technik löst sich diese beschleunigte Strömung an der Oberfläche 76 nicht ab. Der Impuls dieser Strömung wird nicht zu Null reduziert; es wird eine Einheitlichkeit bzw. Konstanz der Strömung zwischen den Flächen 74 und 76 aufrechterhalten. Wie vorstehend beschrieben, sind die Schlitze 80 gewunden bzw. serpentinförmig gestaltet, um das Hineinströmen in den Einlass 82 und das Herausströmen aus dem Auslass 84 zu unterstützen. Insbesondere führt die Strömungsrichtung an der Fläche 74 zu dem Einlass 82, und der Auslass 84 folgt der Strömungsrichtung an der Fläche 76. Demgemäss ist der Druckwiderstand reduziert, was die Effizienz des Diffusors 42 steigert, sowie Teilebeanspruchung reduziert. Referring now to Figure 7, the deflecting strut 50 is illustrated during a light load operation in which the flow 86 impinges on the curved leading edge 72 of the deflecting strut 50 at a helix angle significantly different from the design point-wise helix angle (Fig 4) deviates. The flow 86 continues along the surface 74 and defines the laminar boundary layer 88. The flow 86 continues along the surface 76 and defines a laminar boundary layer 92. The differing helix angle provides a pressure differential between the flows at the surfaces 74 and 76. At the surface 74, a high pressure flow is created, while at the surface 76, a low pressure is created. This differential pressure between the surfaces 74 and 76 creates suction at the slots 80 which results in flow through the slots. The decreasing volume of the slots 80 causes an increase in the velocity of the flowing stream due to the Bernoulli principle. The Bernoulli principle states that according to the relationship between the velocity and the pressure of a fluid, as the fluid velocity increases, the pressure falls equally. Therefore, the flow entering the slots 80 at the inlet 82 is accelerated as it passes through the slots 80 to the outlet 84. The flow exiting the slots 80 is faster than the flow at the upstream end of the surface 76. These flows combine at the outlet 84, thereby accelerating the flow at the surface 76 downstream of the outlet 84. Unlike the prior art discussed above, this accelerated flow at the surface 76 does not dissipate. The momentum of this flow is not reduced to zero; a consistency of flow between surfaces 74 and 76 is maintained. As described above, the slots 80 are serpentine shaped to assist in flowing into the inlet 82 and outflow from the outlet 84. In particular, the flow direction at the surface 74 leads to the inlet 82, and the outlet 84 follows the flow direction at the surface 76. Accordingly, the pressure resistance is reduced, which increases the efficiency of the diffuser 42 and reduces part loading.

[0015] Während die Erfindung in Einzelheiten in Verbindung mit lediglich einer begrenzten Anzahl von Ausführungsformen beschrieben worden ist, sollte es ohne weiteres verständlich sein, dass die Erfindung nicht auf derartige offenbarte Ausführungsformen beschränkt ist. Vielmehr kann die Erfindung modifiziert werden, um eine beliebige Anzahl von Variationen, Veränderungen, Ersetzungen oder äquivalenten Anordnungen aufzunehmen, die hier vorstehend nicht beschrieben sind, die jedoch dem Rahmen und Schutzumfang der Erfindung entsprechen. Ausserdem ist es zu verstehen, dass, während verschiedene Ausführungsformen der Erfindung beschrieben worden sind, Aspekte der Erfindung lediglich einige von den beschriebenen Ausführungsformen enthalten können. Demgemäss ist die Erfindung nicht als durch die vorstehende Beschreibung beschränkt anzusehen, sondern ist nur durch den Schutzumfang der beigefügten Ansprüche beschränkt. While the invention has been described in detail in connection with only a limited number of embodiments, it should be readily understood that the invention is not limited to such disclosed embodiments. Rather, the invention may be modified to incorporate any number of variations, alterations, substitutions or equivalent arrangements not heretofore described, but within the scope and scope of the invention. Furthermore, while various embodiments of the invention have been described, it is to be understood that aspects of the invention may only include some of the described embodiments. Accordingly, the invention should not be construed as being limited by the foregoing description, but is limited only by the scope of the appended claims.

[0016] Eine Umlenkstrebe 50 ́ ́ zur Verwendung in einem Diffusor 42 einer Turbinenmaschine 10 weist eine Vorderkante 72 mit einer ersten und zweiten gegenüberliegenden Fläche 74, 76 auf, die von dieser ausgehen und die an einer Hinterkante 78 enden. Schlitze 80 erstrecken sich durch die Umlenkstrebe 50 ́ ́ hindurch und nehmen von der ersten Fläche 74 zu der zweiten Fläche 76 an Volumen ab. Während eines Schwachlastbetriebs der Turbinenmaschine 10 trifft eine Abgasströmung auf die Vorderkante 72 unter einem abweichenden Drallwinkel auf. Dies hat zur Folge, dass die Abgasströmung an der ersten Fläche 74 unter einem höherem Druck steht als an der zweiten Fläche 76, was die Abgasströmung veranlasst, durch die Schlitze 80 eingeleitet zu werden. Die Reduktion des Volumens in dem Schlitz 80 bewirkt, dass die Abgasströmung beim Durchgang durch die Schlitze 80 beschleunigt wird. Diese Abgasströmung aus den Schlitzen 80 wird mit einer Abgasströmung an der zweiten Fläche 76 vereinigt. Auf diese Weise wird der Impuls der Abgasströmung an der zweiten Fläche 76 erhöht, um die zweite laminare Grenzschicht 92 an der zweiten Fläche aufrechtzuerhalten. A diverting strut 50 for use in a diffuser 42 of a turbine engine 10 has a leading edge 72 having first and second opposing surfaces 74, 76 extending therefrom and terminating at a trailing edge 78. Slits 80 extend through the diverter strut 50 and decrease in volume from the first surface 74 to the second surface 76. During low load operation of the turbine engine 10, exhaust gas flow encounters the leading edge 72 at a different helix angle. As a result, the exhaust gas flow at the first surface 74 is under a higher pressure than at the second surface 76, causing the exhaust gas flow to be introduced through the slots 80. The reduction of the volume in the slot 80 causes the flow of exhaust gas to accelerate as it passes through the slots 80. This exhaust gas flow from the slots 80 is combined with an exhaust gas flow at the second surface 76. In this way, the momentum of the exhaust gas flow at the second surface 76 is increased to maintain the second laminar boundary layer 92 at the second surface.

BezugszeichenlisteLIST OF REFERENCE NUMBERS

[0017] <tb>10<sep>Gasturbinenmaschine <tb>12<sep>äusseres Turbinengehäuse <tb>14<sep>Einlass <tb>16<sep>Verdichter <tb>18<sep>Verdichterschaufeln <tb>20<sep>Welle <tb>22<sep>Mittellinie <tb>24<sep>Brennkammern <tb>26<sep>Eintrittsöffnungen <tb>28<sep>Brennstoffeinlass <tb>30<sep>mehrstufige Turbine <tb>32<sep>erste Stufen <tb>34<sep>Turbinenschaufeln <tb>36<sep>letzte Stufen <tb>38<sep>Turbinenschaufeln <tb>40<sep>Ausgangswelle <tb>42<sep>Diffusor <tb>44<sep>Strömung <tb>46<sep>Strömung <tb>50<sep>Umlenkstreben <tb>50 ́<sep>Umlenkstrebe <tb>50 ́ ́<sep>Umlenkstrebe <tb>52<sep>gekrümmte Vorderfläche <tb>54<sep>spitz zulaufende Fläche <tb>56<sep>spitz zulaufende Fläche <tb>58<sep>Hinterkante <tb>60<sep>Strömung <tb>62<sep>laminare Grenzschicht <tb>64<sep>laminare Grenzschicht <tb>66<sep>Ablösepunkt <tb>68<sep>Wirbelströmung <tb>70<sep>Wirbel <tb>72<sep>gekrümmte Vorderkante <tb>74<sep>spitz zulaufende Fläche <tb>76<sep>Spitz zulaufende Fläche <tb>78<sep>Hinderkante <tb>80<sep>Schlitz <tb>82<sep>Einlass <tb>84<sep>Auslass <tb>86<sep>Strömung <tb>88<sep>Laminare Grenzschicht <tb>90<sep>Laminare Grenzschicht <tb>92<sep>Laminare Grenzschicht[0017] <Tb> 10 <sep> Gas turbine engine <tb> 12 <sep> outer turbine housing <Tb> 14 <sep> inlet <Tb> 16 <sep> compressor <Tb> 18 <sep> compressor blades <Tb> 20 <sep> wave <Tb> 22 <sep> centerline <Tb> 24 <sep> combustion chambers <Tb> 26 <sep> inlet openings <Tb> 28 <sep> fuel inlet <tb> 30 <sep> multi-stage turbine <tb> 32 <sep> first stages <Tb> 34 <sep> turbine blades <tb> 36 <sep> last steps <Tb> 38 <sep> turbine blades <Tb> 40 <sep> output shaft <Tb> 42 <sep> diffuser <Tb> 44 <sep> Flow <Tb> 46 <sep> Flow <Tb> 50 <sep> Umlenkstreben <tb> 50 <sep> deflection strut <tb> 50 <sep> deflection strut <tb> 52 <sep> curved front surface <tb> 54 <sep> tapered surface <tb> 56 <sep> tapered surface <Tb> 58 <sep> trailing edge <Tb> 60 <sep> Flow <tb> 62 <sep> laminar boundary layer <tb> 64 <sep> laminar boundary layer <Tb> 66 <sep> separation point <Tb> 68 <sep> turbulence <Tb> 70 <sep> Eddy <tb> 72 <sep> curved leading edge <tb> 74 <sep> tapered surface <tb> 76 <sep> tapered surface <Tb> 78 <sep> Hinder edge <Tb> 80 <sep> slot <Tb> 82 <sep> inlet <Tb> 84 <sep> outlet <Tb> 86 <sep> Flow <tb> 88 <sep> laminar boundary layer <tb> 90 <sep> Laminar boundary layer <tb> 92 <sep> Laminar boundary layer

Claims

A deflecting strut (50) for use in a diffuser (42) of a turbine engine (10), wherein the deflecting strut (50) comprises: a curved leading edge (72); a first tapered surface (74) extending at one end from the curved leading edge (72); a second tapered surface (76) extending from the curved leading edge (72) at one end thereof, the second tapered surface (76) being opposed to the first tapered surface (74); a trailing edge (78) defined at the other ends of the first and second tapered surfaces (74, 76); and at least one slot (80) extending through the deflecting strut (50) from the first tapered surface (74) to the second tapered surface (76), the at least one slot (80) tapering from the first tapered surface (80) , Surface (74) to the second tapered surface (76) decreases in volume, wherein the at least one slot (80) in the vicinity of the curved front edge (72) is arranged.

2. The diverter strut of claim 1, wherein the at least one slot (80) has a plurality of slots aligned with each other.

The diverter strut of claim 1, wherein the at least one slot (80) has a substantially rectangular shape with rounded ends.

The diverter strut of claim 1 wherein said at least one slot (80) is substantially in the form of a composite curve of curvature.

The diverter strut of claim 4, wherein the shape of a substantially composite curve has a serpentine shape.

The diverter strut of claim 1, wherein the at least one slot (80) is disposed proximate the curved leading edge (72) so as to define a laminar boundary layer (92) on the second tapered surface during low load operation of the turbine engine (10). 76).