DE102005052819A1

DE102005052819A1 - Turbomachine, in particular gas turbine

Info

Publication number: DE102005052819A1
Application number: DE200510052819
Authority: DE
Inventors: Werner Humhauser; Hermann Klingels
Original assignee: MTU Aero Engines GmbH
Current assignee: MTU Aero Engines AG
Priority date: 2005-11-05
Filing date: 2005-11-05
Publication date: 2007-05-10
Also published as: WO2007051443A1

Abstract

Die Erfindung betrifft eine Turbomaschine, insbesondere eine Gasturbine mit wenigstens einem Verdichter, einer Brennkammer und wenigstens einer Turbine, wobei die Turbomaschine mehrere Laufschaufeln (18, 31) umfassende Rotorscheiben (11, 12, 13, 14, 15, 16, 17, 30) aufweist, von denen zumindest ein Teil mit einem Zuganker (21) miteinander verspannt ist. Erfindungsgemäß ist der Zuganker (21) mehrteilig ausgebildet und umfasst zumindest zwei Zughülsen (22, 23) und eine Druckhülse (24).The invention relates to a turbomachine, in particular a gas turbine with at least one compressor, a combustion chamber and at least one turbine, the turbomachine having rotor disks (11, 12, 13, 14, 15, 16, 17, 30) comprising several rotor blades (18, 31). has, of which at least a part is clamped together with a tie rod (21). According to the invention, the tie rod (21) is made in several parts and comprises at least two tension sleeves (22, 23) and a pressure sleeve (24).

Description

Die Erfindung betrifft eine Turbomaschine, insbesondere eine Gasturbine, gemäß dem Oberbegriff des Anspruchs 1.The The invention relates to a turbomachine, in particular a gas turbine, according to the generic term of claim 1.

Turbomaschinen, wie z. B. Gasturbinenflugtriebwerke, verfügen über mindestens einen Verdichter, eine Brennkammer sowie mindestens eine Turbine. So sind Gasturbinenflugtriebwerke bekannt, die zwei Verdichter, nämlich einen Niederdruckverdichter und einen Hochdruckverdichter, sowie zwei Turbinen, nämlich eine Hochdruckturbine sowie eine Niederdruckturbine, umfassen. Ebenso sind Gasturbinenflugtriebwerke mit drei Verdichtern, nämlich einem Niederdruckverdichter, einem Mitteldruckverdichter und einem Hochdruckverdichter, sowie drei Turbinen, nämlich einer Hochdruckturbine, einer Mitteldruckturbine sowie einer Niederdruckturbine, bekannt. Der oder jeder Verdichter sowie die oder jede Turbine verfügen jeweils über einen Rotor, nämlich einen Verdichterrotor bzw. einen Turbinenrotor, wobei z. B. ein Hochdruckverdichterrotor mit einem Hochdruckturbinenrotor über eine Hochdruckwelle und ein Niederdruckverdichterrotor mit einem Niederdruckturbinenrotor über eine Niederdruckwelle gekoppelt ist. Ebenso ist gegebenenfalls ein Mitteldruckverdichterrotor mit einem Mitteldruckturbinenrotor über eine Mitteldruckwelle gekoppelt.Turbomachinery such as B. gas turbine aircraft engines, have at least one compressor, a combustion chamber and at least one turbine. Such are gas turbine aircraft engines known, the two compressors, namely a low pressure compressor and a high pressure compressor, as well two turbines, namely a high pressure turbine and a low pressure turbine. As well are gas turbine aircraft engines with three compressors, namely one Low pressure compressor, a medium pressure compressor and a high pressure compressor, and three turbines, namely a high-pressure turbine, a medium-pressure turbine and a low-pressure turbine, known. The or each compressor and the or each turbine have each one Rotor, namely one Compressor rotor or a turbine rotor, wherein z. B. a high pressure compressor rotor with a high pressure turbine rotor via a high pressure shaft and a low pressure compressor rotor with a low pressure turbine rotor via a Low pressure wave is coupled. Likewise, if appropriate, a medium-pressure compressor rotor coupled to a mid-pressure turbine rotor via a medium-pressure shaft.

Insbesondere der Verdichterrotor des Hochdruckverdichters ist aus mehreren Rotorscheiben zusammengesetzt, wobei jede Rotorscheibe mehrere über den Umfang derselben verteilte Laufschaufeln umfasst. Der Turbinenrotor der Hochdruckturbine verfügt über mindestens eine Rotorscheibe mit entsprechenden Laufschaufeln. Die Rotorscheiben eines Verdichterrotors sowie gegebenenfalls eines Turbinenrotors müssen miteinander verbunden bzw. miteinander verspannt werden, wobei nach dem Stand der Technik entweder die Rotorscheiben eines Verdichterrotors für sich alleine miteinander verspannt oder zusammen mit den Rotorscheiben des jeweiligen Turbinenrotors insgesamt verbunden bzw. verspannt sind. Aus der Praxis sind eine Vielzahl von Möglichkeiten bekannt, die Rotorscheiben eines Verdichterrotors sowie gegebenenfalls eines Turbinenrotors miteinander zu verbinden bzw. zu verspannen, so z. B. über Schraubverbindungen bzw. Schweißverbindungen an Vorsprüngen von benachbarten Rotorscheiben, oder über die Rotorscheiben radial außen durchdringende Spannbolzen, oder über radial verzahnte Kupplungen wie z. B. Curvic-Kupplungen, oder auch über einen sich durch zentrale Bohrungen der Rotorscheiben erstreckenden, zentralen Zuganker.Especially The compressor rotor of the high-pressure compressor is made up of several rotor disks composed, each rotor disc more over the Includes circumference of the same distributed blades. The turbine rotor the high-pressure turbine has at least a rotor disk with corresponding blades. The rotor disks a compressor rotor and optionally a turbine rotor have to connected or braced with each other, wherein after the prior art, either the rotor disks of a compressor rotor for themselves clamped together alone or together with the rotor discs the respective turbine rotor total connected or braced are. From practice, a variety of ways are known, the rotor discs a compressor rotor and optionally a turbine rotor to connect or brace with each other, such. B. via screw or welded joints at protrusions from adjacent rotor disks, or radially over the rotor disks Outside penetrating clamping bolts, or via radially toothed couplings such as B. Curvic couplings, or via a central through Holes of the rotor disks extending, central tie rods.

Die Verbindung bzw. Verspannung der Rotorscheiben mit Hilfe eines zentralen Zugankers verfügt gegenüber den anderen Optionen über eine Vielzahl von Vorteilen. So müssen bei Verwendung eines Zugankers die Scheiben radial außen nicht durchbohrt werden, wodurch Kerbstellen in den Scheiben, die oftmals die Lebensdauer beeinträchtigen, vermieden werden. Des Weiteren kann bei Verwendung eines Zugankers auf Schweißnähte zwischen benachbarten Rotorscheiben verzichtet werden, wodurch eine Nacharbeit an Schweißnähten überflüssig wird. Durch den Verzicht auf Schweißnähte zwischen benachbarten Rotorscheiben setzt sich ein Verdichterrotor sowie Turbinenrotor aus Einzelstufen zusammen, wodurch sich die Montage und Wartung vereinfacht. Dies ist insbesondere bei Rotoren in Blisk-Bauweise von Vorteil. Die hier vorliegende Erfindung betrifft eine Turbomaschine, bei welcher zumindest die Rotorscheiben eines Verdichterrotors oder Turbinenrotors durch einen Zuganker miteinander verbunden bzw. miteinander verspannt sind.The Connection or clamping of the rotor disks by means of a central Tie rod has across from the other options a lot of advantages. So when using a tie rod the discs are radially outward not be pierced, causing notching in the discs, the often affect the life, be avoided. Furthermore, when using a tie rod on welds between adjacent rotor discs are dispensed with, creating a rework becomes unnecessary on welds. By the waiver of welds between adjacent rotor disks is a compressor rotor as well Turbine rotor composed of individual stages, thereby increasing the assembly and maintenance simplified. This is especially in rotors in blisk construction advantageous. The present invention relates to a turbomachine, in which at least the rotor disks of a compressor rotor or Turbine rotor connected by a tie rod together or with each other are tense.

Aus der US 5,537,814 ist ein Gasturbinenflugtriebwerk mit einem Verdichter, einer Brennkammer und einer Turbine bekannt, wobei ein Verdichterrotor fünf Rotorscheiben und ein Turbinenrotor zwei Rotorscheiben umfasst. Die Rotorscheiben des Verdichterrotors sowie die Rotorscheiben des Turbinenrotors sind insgesamt miteinander über einen Zuganker verbunden bzw. verspannt, wobei sich der Zuganker jeweils durch eine zentrale Bohrung der Rotorscheiben erstreckt. Der Zuganker der US 5,537,814 ist einteilig ausgebildet und verspannt die Rotorscheiben des Verdichters sowie der Turbine mit einer statischen Vorspannkraft. Während des Betriebs werden dieser statischen Vorspannkraft im Betrieb auftretende Kräfte überlagert, wodurch sich über den Betrieb ein sich verändernder, dynamischer Verlauf von im Zuganker auftretenden Kräften ergibt, nämlich ein sogenannter Verspannkraftverlauf.From the US 5,537,814 a gas turbine aircraft engine with a compressor, a combustion chamber and a turbine is known, wherein a compressor rotor five rotor disks and a turbine rotor comprises two rotor disks. The rotor disks of the compressor rotor and the rotor disks of the turbine rotor are connected or braced together by a tie rod, with the tie rod each extending through a central bore of the rotor disks. The tie rod of the US 5,537,814 is formed in one piece and braces the rotor discs of the compressor and the turbine with a static biasing force. During operation, forces occurring during operation are superimposed on this static prestressing force, resulting in a changing, dynamic course of forces occurring in the tie rod, which is a so-called tension force profile.

6 zeigt einen sich für das Triebwerk gemäß US 5,537,814 im Betrieb einstellenden, zeitlichen Verspannkraftverlauf F(t), wobei F₁ die statische Vorspannkraft des Zugankers, F₂ die sich im Betrieb einstellende, minimale Verspannkraft und F₃ die sich im Betrieb einstellende, maximale Verspannkraft des Zugankers ist. Die Differenz zwischen F₃ und F₂ stellt die sich im Betrieb des Gasturbinenflugtriebwerks einstellende Variation der Verspannkraft ΔF dar. Der Zeitabschnitt t₁ in 6 verdeutlicht den sich bei einer Drehzahlerhöhung des Gasturbinenflugtriebwerks einstellenden zeitlichen Verspannkraftverlauf, wobei 6 entnommen werden kann, dass sich bei einer Drehzahlerhöhung ausgehend von der statischen Vorspannkraft F₁ die Verspannkraft erhöht. 6 shows one for the engine according to US 5,537,814 in operation adjusting, temporal Verspannkraftverlauf F (t), where F _{1 is} the static biasing force of the tie rod, F ₂ which is set in operation, minimum tensioning force and F ₃ is set in operation, maximum bracing force of the tie rod. The difference between F ₃ and F ₂ represents the variation of the clamping force ΔF occurring during operation of the gas turbine aircraft engine. The time interval t ₁ in FIG 6 illustrates the adjusting itself at a speed increase of the gas turbine aircraft engine timing Verspannkraftverlauf, said 6 it can be seen that increases in a speed increase, starting from the static biasing force F _1, the clamping force.

Weiterhin zeigt 6 im Zeitabschnitt t₂ den zeitlichen Verspannkraftverlauf bei Verringerung der Drehzahl des Gasturbinenflugtriebwerks, wobei 6 entnommen werden kann, dass bei einer Drehzahlverringerung die dynamische Verspannkraft kleiner werden kann als die statische Vorspannkraft F₁.Further shows 6 in the time interval t _2, the temporal Verspannkraftverlauf while reducing the speed of the gas turbine aircraft engine, wherein 6 It can be seen that, for a speed reduction dynamic bracing force may be less than the static biasing force _f1.

Der sich im Betrieb einstellende, in 6 visualisierte Verspannkraftverlauf F(t) im Zuganker ergibt sich aus dem unterschiedlichen thermischen Dehnungsverhalten zwischen Zuganker und einer einen Strömungskanal radial innen begrenzenden Rotorschale, wobei bei einer Drehzahlvergrößerung (siehe Zeitspanne t₁) sich die Rotorschale schneller erhitzt und ausdehnt als der Zuganker, wodurch die Verspannkraft zunimmt. Bei Drehzahlverringerung kühlt hingegen die Rotorschale schneller ab als der Zuganker, wodurch sich die Verringerung der Verspannkraft ergibt. Aus Festigkeits- und rotordynamischen Gesichtspunkten ist sowohl eine deutliche Erhöhung der Verspannkraft gegenüber der statischen Vorspannkraft bei einer Drehzahlerhöhung als auch eine deutliche Verringerung der Verspannkraft gegenüber der statischen Vorspannkraft bei einer Drehzahlverringerung von Nachteil. So kann eine zu starke Erhöhung der Verspannkraft zu einem Bruch des Zugankers führen. Bei einem zu starken Absinken der Verspannkraft gegenüber der statischen Vorspannkraft kann sich gegebenenfalls der Verband aus den Rotorscheiben lösen, weshalb stets ein minimaler Wert der Verspannkraft eingehalten werden muss. Es ist wünschenswert, dass die Verspannkraft des Zugankers während des Betriebs geringer von der Vorspannkraft abweicht, als bei aus dem Stand der Technik bekannten Turbomaschinen.The adjusting in the operation, in 6 visualized Verspannkraftverlauf F (t) in the tie rod results from the different thermal expansion behavior between tie rods and a flow channel radially inner bounding rotor shell, wherein at a speed increase (see time period t ₁ ), the rotor shell heated and expanded faster than the tie rod, whereby the clamping force increases. When speed is reduced, however, the rotor shell cools faster than the tie rod, resulting in the reduction of the clamping force. From a strength and rotor dynamic point of view, both a significant increase in the bracing force compared to the static prestressing force at a speed increase as well as a significant reduction in the bracing force compared to the static prestressing force at a speed reduction disadvantage. Thus, an excessive increase in the bracing force can lead to breakage of the tie rod. If the bracing force drops too sharply compared with the static prestressing force, the dressing may possibly detach from the rotor discs, which is why a minimum value of the bracing force must always be maintained. It is desirable that the tensioning force of the tie rod deviates less from the biasing force during operation than in turbomachines known in the art.

Hiervon ausgehend liegt der vorliegenden Erfindung das Problem zu Grunde, eine neuartige Turbomaschine, insbesondere eine neuartige Gasturbine, zu schaffen. Dieses Problem wird durch eine Turbomaschine im Sinne von Anspruch 1 gelöst. Erfindungsgemäß ist der Zuganker mehrteilig ausgebildet und umfasst zumindest zwei Zughülsen und eine Druckhülse.Of these, Based on the present invention, the problem underlying a novel turbomachine, in particular a novel gas turbine, to accomplish. This problem is by a turbomachine in the sense of claim 1 solved. According to the invention Tie rod designed in several parts and includes at least two Zughülsen and a pressure sleeve.

Der Zuganker der erfindungsgemäßen Turbomaschine ist mehrteilig ausgeführt und umfasst zumindest zwei Zughülsen und eine Druckhülse. Hierdurch kann die effektive Dehnlänge des Zugankers gegenüber den aus dem Stand der Technik bekannten, einteiligen Zugankern deutlich vergrößert werden, ohne dass die axiale Erstreckung des Zugankers merklich vergrößert wird. Der aus zumindest zwei Zughülsen und einer Druckhülse zusammengesetzte Zuganker bewirkt eine verringerte zeitliche Veränderung des zeitlichen Verspannkraftverlaufs gegenüber der statischen Vorspannkraft. Da die Verspannkraft bei einer Drehzahlerhöhung weniger stark gegenüber der stati schen Vorspannkraft ansteigt, kann eine höhere statische Vorspannkraft gewählt werden. Eine erhöhte statische Vorspannkraft erhöht die Sicherheit gegenüber Ereignissen wie einer Unsicherheit hinsichtlich des thermischen Verhaltens von Rotor und Zuganker, hinsichtlich eines möglichen Vorspannungsverlusts durch Frettingverschleiß an Kontaktstellen benachbarter Rotorscheiben sowie hinsichtlich von Unwuchten bei Schaufelbrüchen des Verdichters bzw. der Turbine. Trotz einer möglichen Erhöhung der statischen Vorspannkraft bei Verwendung des mehrteiligen Zugankers ist der Maximalwert der sich im Betrieb einstellenden Verspannkraft geringer als bei einteiligen Zugankern, wodurch das Spannungsniveau im Zuganker sowie die LCF-Belastung des Zugankers verringert wird.Of the Tie rod of the turbomachine according to the invention is executed in several parts and comprises at least two tension sleeves and a pressure sleeve. hereby can the effective stretch length opposite the tie rod the well-known from the prior art, one-piece tie rods clearly to be enlarged without the axial extent of the tie rod is significantly increased. The from at least two Zughülsen and a pressure sleeve composite tie rods causes a reduced temporal change the temporal Verspannkraftverlaufs against the static biasing force. Since the clamping force at a speed increase less strong against the static preload force increases, may have a higher static preload force chosen become. An increased static preload increased the security opposite Events such as a thermal uncertainty Behavior of rotor and tie rods, in terms of a possible Bias loss due to fretting wear at adjacent junctions Rotor disks and with regard to imbalances in blade fractures of Compressor or the turbine. Despite a possible increase in the static preload force at Use of the multipart tie rod is the maximum value of itself during operation adjusting clamping force less than one-piece Tie rods, reducing the tension level in the tie rod and the LCF load of the tie rod is reduced.

Nach einer ersten vorteilhaften Weiterbildung der Erfindung verbindet bzw. verspannt der mehrteilige Zuganker ausschließlich die Rotorscheiben des Verdichterrotors miteinander, wobei eine erste Zughülse an einem stromaufwärtigen Abschnitt des Verdichterrotors und eine zweite Zughülse an einem stromabwärtigen Abschnitt des Verdichterrotors angreift, und wobei die Druckhülse zwischen die erste Zughülse und die zweite Zughülse geschaltet ist.To a first advantageous embodiment of the invention connects or clamped the multipart tie rods exclusively the Rotor disks of the compressor rotor with each other, wherein a first pulling sleeve at an upstream Section of the compressor rotor and a second tension sleeve on a downstream Section of the compressor rotor attacks, and wherein the pressure sleeve between the first tensile sleeve and the second tension sleeve is switched.

Nach einer zweiten, alternativen vorteilhaften Weiterbildung der Erfindung verbindet bzw. verspannt der mehrteilige Zuganker die Rotorscheiben des Verdichterrotors und die oder jede Rotorscheibe des Turbinerotors insgesamt miteinander, wobei eine erste Zughülse an einem stromaufwärtigen Abschnitt des Verdichterrotors und eine zweite Zughülse an einem stromabwärtigen Abschnitt des Turbinenrotors angreift, und wobei die Druckhülse zwischen die erste Zughülse und die zweite Zughülse geschaltet ist.To a second, alternative advantageous development of the invention connects or braces the multi-part tie rods the rotor discs of the Compressor rotor and the or each rotor disk of the turbine engine together with a first pulling sleeve at an upstream portion of the Compressor rotor and a second tensile sleeve at a downstream portion engages the turbine rotor, and wherein the pressure sleeve between the first tensile sleeve and the second tension sleeve is switched.

Bevorzugte Weiterbildungen der Erfindung ergeben sich aus den Unteransprüchen und der nachfolgenden Beschreibung. Ausführungsbeispiele der Erfindung werden, ohne hierauf beschränkt zu sein, an Hand der Zeichnung näher erläutert. Dabei zeigt:preferred Further developments of the invention will become apparent from the dependent claims and the following description. Embodiments of the invention without being limited to this to be closer to the drawing explained. Showing:

1 einen schematisierten Ausschnitt aus einer erfindungsgemäßen, als Gasturbinenflugtriebwerk ausgebildeten Turbomaschine im Bereich eines Verdichters nach einem ersten Ausführungsbeispiel der Erfindung; 1 a schematic section of an inventive, designed as a gas turbine aircraft engine turbomachine in the region of a compressor according to a first embodiment of the invention;

2 einen schematisierten Ausschnitt aus einer erfindungsgemäßen, als Gasturbinenflugtriebwerk ausgebildeten Turbomaschine im Bereich eines Verdichters und einer Turbine nach einem zweiten Ausführungsbeispiel der Erfindung; 2 a schematic section of an inventive, designed as a gas turbine aircraft engine turbomachine in the region of a compressor and a turbine according to a second embodiment of the invention;

3 ein Detail des Ausführungsbeispiels der 2; 3 a detail of the embodiment of 2 ;

4 einen schematisierten Ausschnitt aus einer erfindungsgemäßen, als Gasturbinenflugtriebwerk ausgebildeten Turbomaschine im Bereich eines Verdichters und einer Turbine nach einem dritten Ausführungsbeispiel der Erfindung; 4 a schematic section a turbomachine according to the invention designed as a gas turbine aircraft engine in the region of a compressor and a turbine according to a third embodiment of the invention;

5 ein Detail des Ausführungsbeispiels der 5; 5 a detail of the embodiment of 5 ;

6 ein Diagramm zur Verdeutlichung der in einem Zuganker einer aus dem Stand der Technik bekannten Turbomaschine wirkenden Kräfte; 7 ein Diagramm zur Verdeutlichung der in einem Zuganker einer erfindungsgemäßen Turbomaschine wirkenden Kräfte. 6 a diagram illustrating the forces acting in a tie rod of a turbomachine known from the prior art forces; 7 a diagram illustrating the forces acting in a tie rod of a turbomachine according to the invention forces.

Nachfolgend wird die Erfindung unter Bezugnahme auf 1 bis 7 in größerem Detail beschrieben.Hereinafter, the invention with reference to 1 to 7 described in more detail.

1 zeigt einen Ausschnitt aus einer erfindungsgemäßen, als Gasturbinenflugtriebwerk ausgebildeten Turbomaschine im Bereich eines Verdichterrotors 10 eines Verdichters, wobei der Verdichterrotor 10 aus sieben Rotorscheiben 11, 12, 13, 14, 15, 16 und 17 gebildet ist, und wobei jede der Rotorscheiben 11 bis 17 mehrere Laufschaufeln 18 trägt. Die Rotorscheiben 11 bis 13 sowie 15 bis 17 verfügen jeweils über sich in axialer Richtung erstreckende Vorsprünge 19, wobei die Vorsprünge 19 als Träger für Dichtfins 20 dienen. 1 shows a section of an inventive, designed as a gas turbine aircraft engine turbomachine in the region of a compressor rotor 10 a compressor, wherein the compressor rotor 10 from seven rotor disks 11 . 12 . 13 . 14 . 15 . 16 and 17 is formed, and wherein each of the rotor disks 11 to 17 several blades 18 wearing. The rotor disks 11 to 13 such as 15 to 17 each have projections extending in the axial direction 19 , wherein the projections 19 as a carrier for sealing fins 20 serve.

Im Sinne der hier vorliegenden Erfindung sind die Rotorscheiben 11 bis 17 des Verdichterrotors 10 durch einen mehrteiligen Zuganker 21 miteinander verspannt, wobei der Zuganker 21 zwei Zughülsen 22 und 23 sowie eine Druckhülse 24 umfasst. Eine erste Zughülse 22 des Zugankers 21 greift an einem stromaufwärtigen Abschnitt 25 des Verdichterrotors 10, nämlich der in Strömungsrichtung gesehen vordersten Rotorscheibe 11, an. Die erste Zughülse 22 ist mit diesem Abschnitt 25 des Verdichterrotors 10 gekoppelt. Eine zweite Zughülse 23 greift an einem stromabwärtigen Abschnitt 27 des Verdichterrotors 10, stromabwärts der in Strömungsrichtung gesehen hintersten Rotorscheibe 17, an. Über eine mit der zweiten Zughülse 23 zusammenwirkende Mutter 28 kann eine statische Vorspannkraft des Zugankers 21 eingestellt werden kann. Je fester die Mutter 28 angezogen wird, desto größer ist die statische Vorspannkraft des Zugankers 21. Neben den beiden Zughülsen 22 und 23 umfasst der Zuganker 21 die Druckhülse 24, die zwischen die beiden Zughülsen 22 und 23 geschaltet ist. So stützt sich die Druckhülse 24 an beiden Zughülsen 22 und 23 ab.For the purposes of the present invention, the rotor disks 11 to 17 of the compressor rotor 10 through a multipart tie rod 21 clamped together with the tie rod 21 two pulling sleeves 22 and 23 and a pressure sleeve 24 includes. A first tension sleeve 22 of the tie rod 21 engages an upstream section 25 of the compressor rotor 10 that is, the foremost rotor disk seen in the flow direction 11 , at. The first tension sleeve 22 is with this section 25 of the compressor rotor 10 coupled. A second tension sleeve 23 engages at a downstream section 27 of the compressor rotor 10 , downstream of the rotor disc, which is the rearmost in the flow direction 17 , at. About one with the second tension sleeve 23 cooperating mother 28 can be a static prestressing force of the tie rod 21 can be adjusted. The firmer the mother 28 is tightened, the greater the static prestressing force of the tie rod 21 , In addition to the two extension sleeves 22 and 23 includes the tie rod 21 the pressure sleeve 24 between the two extension sleeves 22 and 23 is switched. This is how the pressure sleeve is supported 24 on both sleeves 22 and 23 from.

Im Ausführungsbeispiel der 1 ist der Abschnitt des Zugankers 21, in welchem die beiden Zughülsen 22 und 23 sowie die Druckhülse 24 miteinan der verschachtelt sind, im Bereich des Verdichterrotors 10 angeordnet, nämlich in den Bohrungen der Rotorscheiben. Hierdurch ist es gegebenenfalls notwendig, einen Außendurchmesser einer ebenfalls sich durch die Bohrungen der Scheibe erstreckenden Niederdruckwelle sowie gegebenenfalls Mitteldruckwelle zu verringern.In the embodiment of 1 is the section of the tie rod 21 in which the two tension sleeves 22 and 23 as well as the pressure sleeve 24 miteinan are nested, in the area of the compressor rotor 10 arranged, namely in the holes of the rotor disks. As a result, it may be necessary to reduce an outer diameter of a low-pressure shaft which likewise extends through the bores of the disk and, if appropriate, medium-pressure shaft.

Ein zweites Ausführungsbeispiel einer als Gasturbinenflugtriebwerk ausgebildeten Turbomaschine zeigen 2 und 3, wobei im Ausführungsbeispiel der 2 und 3 zusätzlich zum Verdichterrotor 10, nämlich zum Hochdruckverdichterrotor, ein einstufiger Turbinenrotor 29, nämlich ein Hochdruckturbinenrotor, dargestellt ist. Der Hochdruckturbinenrotor 29 ist einstufig, verfügt demnach über lediglich eine Rotorscheibe 30 mit entsprechenden Laufschaufeln 31. Zur Vermeidung unnötiger Wiederholungen werden für gleiche Baugruppen gleiche Bezugsziffern verwendet, und es wird nachfolgend nur auf die Details eingegangen, durch die sich das Ausführungsbeispiel der 2 und 3 vom Ausführungsbeispiel der 1 unterscheidet.A second embodiment of a turbomachine designed as a gas turbine aircraft engine show 2 and 3 , wherein in the embodiment of the 2 and 3 in addition to the compressor rotor 10 namely, the high pressure compressor rotor, a single stage turbine rotor 29 , namely a high-pressure turbine rotor, is shown. The high-pressure turbine rotor 29 is single-stage, therefore has only one rotor disk 30 with appropriate blades 31 , To avoid unnecessary repetition, the same reference numerals are used for the same components, and it will be discussed below only on the details by which the embodiment of the 2 and 3 from the embodiment of 1 different.

Im Ausführungsbeispiel der 2 und 3 dient der Zuganker 21 wiederum ausschließlich der Verbindung bzw. Verspannung der Rotorscheiben 11 bis 17 des Verdichterrotors 10. Im Unterschied zum Ausführungsbeispiel der 1 ist jedoch der Abschnitt des Zugankers 21, in welchem die beiden Zughülsen 22 und 23 sowie die Druckhülse 24 miteinander verschachtelt sind, in Axialrichtung gesehen stromabwärts des Verdichterrotors 10 positioniert. In diesem Fall erstreckt sich demnach dieser verschachtelte Abschnitt des Zugankers 21 in einem Bereich zwischen dem Verdichterrotor 10 und dem Turbinenrotor 29, in welchem eine nicht-dargestellte Brennkammer der Turbomaschine positioniert ist. Durch die Verlagerung dieses verschachtelten Abschnitts des Zugankers 21 in einen Bereich stromabwärts des Verdichterrotors 10 ist es möglich, dass eine Niederdruckwelle 32 sowie gegebenenfalls eine nicht-dargestellte Mitteldruckwelle in ihrem Außendurchmesser nicht verringert werden müssen.In the embodiment of 2 and 3 serves the tie rod 21 again exclusively the connection or clamping of the rotor disks 11 to 17 of the compressor rotor 10 , In contrast to the embodiment of 1 is however the section of the tie rod 21 in which the two tension sleeves 22 and 23 as well as the pressure sleeve 24 are nested together, seen in the axial direction downstream of the compressor rotor 10 positioned. In this case, therefore, this nested portion of the tie rod extends 21 in an area between the compressor rotor 10 and the turbine rotor 29 in which a non-illustrated combustion chamber of the turbomachine is positioned. By shifting this nested section of the tie rod 21 in an area downstream of the compressor rotor 10 is it possible for a low pressure wave 32 and optionally a non-illustrated medium-pressure wave in its outer diameter does not need to be reduced.

Ein weiterer Unterschied zwischen dem Ausführungsbeispiel der 2, 3 und dem Ausführungsbeispiel der 1 ist darin zu sehen, dass beim Ausführungsbeispiel der 1 die am stromaufwärtigen Abschnitt 25 des Verdichterrotors 10 angreifende erste Zughülse 22 über die am stromabwärtigen Abschnitt 27 des Verdichterrotors 10 angreifende zweite Zughülse 23 geschoben ist. Im Ausführungsbeispiel der 2 und 3 ist hingegen die am stromabwärtigen Ende 27 angreifende zweite Zughülse 23 über die am stromaufwärtigen Ende 25 angreifende erste Zughülse 22 geschoben, so dass im Ausführungsbeispiel der 2 und 3 die Mutter 28 zur Bereitstellung der statischen Vorspannkraft des Zugankers 21 nicht wie im Ausführungsbeispiel der 1 an der zweiten Zughülse 23 angreift, sondern vielmehr an der ersten Zughülse 22.Another difference between the embodiment of 2 . 3 and the embodiment of the 1 is to be seen in that in the embodiment of 1 the at the upstream section 25 of the compressor rotor 10 attacking first tensile sleeve 22 over at the downstream section 27 of the compressor rotor 10 attacking second tension sleeve 23 pushed. In the embodiment of 2 and 3 is the one at the downstream end 27 attacking second tension sleeve 23 over at the upstream end 25 attacking first tensile sleeve 22 pushed, so that in the embodiment of the 2 and 3 the mother 28 for providing the static prestressing force of the tie rod 21 not as in the embodiment of 1 on the second tension sleeve 23 attacks, but rather on the first tension sleeve 22 ,

Ein drittes Ausführungsbeispiel einer erfindungsgemäßen Turbomaschine zeigen 4 und 5, wobei auch hier für gleiche Baugruppen gleiche Bezugsziffern verwendet werden. Nachfolgend wird wiederum nur auf die Details eingegangen, durch die sich das Ausführungsbeispiel der 4 und 5 vom Ausführungsbeispiel der 2 und 3 unterscheidet.A third embodiment of a turbomachine according to the invention show 4 and 5 , wherein the same reference numbers are used here for the same components. In the following, again only the details will be dealt with, by which the embodiment of the 4 and 5 from the embodiment of 2 and 3 different.

Im Ausführungsbeispiel der 4 und 5 dient der mehrteilige Zuganker 21 sowohl der Verspannung bzw. Verbindung der Rotorscheiben 11 bis 17 des Verdichterrotors 10 als auch der Verspannung der Rotorscheibe 30 des Turbinenrotors 29 mit denselben. So greift im Ausführungsbeispiel der 4 und 5 die erste Zughülse 22 an dem stromaufwärtigen Abschnitt 25 des Verdichterrotors 10 an, die zweite Zughülse 23 greift hingegen an einem stromabwärtigen Abschnitt 33 des Turbinenrotors 29 an. Im Ausführungsbeispiel der 4 und 5 sind zwei Muttern 28 am Zuganker 21 vorhanden, wobei eine erste Mutter 28, die am Verdichterrotor 10 bzw. der in Strömungsrichtung gesehen letzten Rotorscheibe 17 desselben angreift, der Vormontage des Verdichterrotors 10 ohne Turbinenrotor 29 dient. Über die am Turbinenrotor 30 angreifende Mutter 28 wird der Gesamtverband aus den Rotorscheiben 11 bis 17 des Verdichterrotors 10 und der Rotorscheibe 30 des Turbinenrotors 29 verspannt, und dadurch die stromaufwärtige Mutter 28 an der ersten Zughülse 22 lastfrei.In the embodiment of 4 and 5 serves the multipart tie rod 21 both the tension and connection of the rotor disks 11 to 17 of the compressor rotor 10 as well as the tension of the rotor disk 30 of the turbine rotor 29 with them. So engages in the embodiment of 4 and 5 the first tensile sleeve 22 at the upstream section 25 of the compressor rotor 10 on, the second tension sleeve 23 on the other hand, it engages at a downstream section 33 of the turbine rotor 29 at. In the embodiment of 4 and 5 are two nuts 28 at the tie rod 21 present, being a first mother 28 at the compressor rotor 10 or seen in the flow direction last rotor disc 17 the same attacks, the pre-assembly of the compressor rotor 10 without turbine rotor 29 serves. About the turbine rotor 30 attacking mother 28 is the total association of the rotor discs 11 to 17 of the compressor rotor 10 and the rotor disk 30 of the turbine rotor 29 tense, and thus the upstream mother 28 on the first tension sleeve 22 load.

Wie insbesondere 5 entnommen werden kann, erstrecken sich die beiden Zughülsen 22 und 23 des Zugankers 21 in einen Bereich hinein, der in Strömungsrichtung gesehen zwischen dem Verdichterrotor 10 und dem Turbinenrotor 29 und damit im Bereich einer Brennkammer positioniert ist. Der Abschnitt des Zugankers, in welchem die beiden Zughülsen 22 und 23 sowie die Druckhülse 24 miteinander verschachtelt sind, ist demnach im Ausführungsbeispiel der 4 und 5 ebenso wie im Ausführungsbeispiel der 2 und 3 stromabwärts des Verdichterrotors 10 und stromaufwärts des Turbinenrotors 29 und damit im Bereich der Brennkammer positioniert.In particular 5 can be removed, the two extension sleeves extend 22 and 23 of the tie rod 21 into an area, viewed in the flow direction between the compressor rotor 10 and the turbine rotor 29 and thus positioned in the region of a combustion chamber. The section of the tie rod in which the two tension sleeves 22 and 23 as well as the pressure sleeve 24 are nested with each other, is therefore in the embodiment of 4 and 5 as well as in the embodiment of 2 and 3 downstream of the compressor rotor 10 and upstream of the turbine rotor 29 and thus positioned in the area of the combustion chamber.

Allen erfindungsgemäßen Ausführungsbeispielen ist gemeinsam, dass der Zuganker 21 mehrteilig, nämlich mindestens dreiteilig, aus zumindest zwei Zughülsen und einer Druckhülse zusammengesetzt ist. Hierdurch kann die effektive Dehnlänge des Zugankers gegenüber den aus dem Stand der Technik bekannten, einteiligen Zugankern deutlich vergrößert werden.All embodiments of the invention have in common that the tie rod 21 in several parts, namely at least three parts, is composed of at least two Zughülsen and a pressure sleeve. In this way, the effective expansion length of the tie rod can be significantly increased compared to the known from the prior art, one-piece tie rods.

7 zeigt in einem Diagramm den sich bei den erfindungsgemäßen Turbomaschinen einstellenden, zeitlichen Verspannkraftverlauf F(t) im Zuganker, wobei F₄ die statische Vorspannkraft, F₅ die sich minimal ausbildenden Verspannkraft und F₆ die sich maximal ausbildende Verspannkraft im Zuganker darstellt. In der Zeitspanne t₁ erfolgt eine Drehzahlerhöhung der Turbomaschine, in der Zeitspanne t₂ eine Verringerung der Drehzahl. Wie einem Vergleich der 6 und 7 entnommen werden kann, unterliegt bei den erfindungsgemäßen Turbomaschinen der zeitliche Verspannkraftverlauf F(t) einer geringeren Schwankung bzw. Veränderung ΔF als bei aus dem Stand der Technik bekannten Turbomaschinen. So ist bei den erfindungsgemäßen Turbomaschinen eine minimal auftretende Verspannkraft F₅ möglich, die größer ist als die bei bekannten Turbomaschinen auftretende minimale Verspannkraft F₂, selbst wenn bei den erfindungsgemäßen Turbomaschinen die maximal auftretende Verspannkraft F₆ kleiner ist als die bei aus dem Stand der Technik bekannten Turbomaschinen auftretende maximale Verspannkraft F₃. Insgesamt ist also die Schwankungsbreite ΔF der Verspannkraft im Betrieb bei den erfindungsgemäßen Turbomaschinen geringer ist als bei aus dem Stand der Technik bekannten Turbomaschinen. Dies resultiert in einer verringerten LCF-Belastung. 7 shows in a diagram which adjusting in the turbomachinery according to the invention, time Verspannkraftverlauf F (t) in the tie rod, where F _{4 is} the static biasing force, F _{5 is} the minimum forming tensioning and F _{6 is} the maximum forming tensioning in the tie rod. In the period t ₁ , a speed increase of the turbomachine, in the period t _{2 is} a reduction in the speed. How to compare the 6 and 7 can be taken, subject in the turbomachinery according to the invention, the time Verspannkraftverlauf F (t) of a smaller fluctuation or change .DELTA.F than known from the prior art turbomachinery. Thus, in the turbomachines according to the invention, a minimally occurring bracing force F _{5 is} possible, which is greater than the minimum bracing force F ₂ occurring in known turbomachines, even if the maximum occurring bracing force F ₆ in the turbomachines according to the invention is smaller than that in the prior art known turbomachinery occurring maximum clamping force F _3rd Overall, therefore, the fluctuation width .DELTA.F of the tensioning force during operation in the turbomachines according to the invention is lower than in turbomachines known from the prior art. This results in a reduced LCF load.

Wie bereits erwähnt, ist bei der Erfindung die sich im Betrieb einstellende minimale Verspannkraft F₅ größer als die minimale Verspannkraft F₂ der aus dem Stand der Technik bekannten Turbomaschinen, wobei eine diesbezügliche Differenz ΔS₁ eine Sicherheitsreserve darstellt. Eine weitere Sicherheitsreserve ΔS₂ ergibt sich dadurch, dass bei der Erfindung die maximal auftretende Verspannkraft F₆ geringer ist als die bei aus dem Stand der Technik bekannten Turbomaschinen auftretende maximale Verspannkraft F₃. Bedingt durch die gegenüber dem Stand der Technik verringerte, maximal auftretende Verspannkraft und die hierdurch resultierte Sicherheitsreserve kann bei der Erfindung die statische Vorspannkraft F₄ gegenüber der nach dem Stand der Technik realisierbaren Vorspannkraft F₁ erhöht werden.As already mentioned, in the present invention, the minimum tensioning force F ₅ which arises during operation is greater than the minimum tensioning force F _{2 of} the turbomachines known from the prior art, a difference ΔS _{1 representing} a safety margin. A further safety margin ΔS ₂ results from the fact that in the invention the maximum occurring tensioning force F _{6 is} less than the maximum tensioning force F ₃ occurring in turbomachines known from the state of the art. Due to the reduced compared to the prior art, maximum occurring bracing and the resulting safety margin can be increased in the invention, the static biasing force F ₄ over the realizable according to the prior art biasing force F ₁ .

Im Sinne der hier vorliegenden Erfindung können die beiden Zughülsen 22 und 23 sowie die Druckhülse 24 des Zugankers 21 aus gleichen Werkstoffen oder aus unterschiedlichen Werkstoffen, insbesondere aus unterschiedlichen Werkstoffen mit voneinander abweichenden Wärmeausdehnungskoeffizienten, hergestellt sein. Die Längen der einzelnen Hülsen, also der Zughülsen 22 und 23 sowie der Druckhülse 24, können an die jeweiligen mechanischen Anforderungen von Turbomaschinen angepasst werden. Die Zughülsen 22 und 23 und Druckhülsen 24 können ineinander eingesteckt sein oder mitein ander verschraubt werden. Es sei darauf hingewiesen, dass der erfindungsgemäße Zuganker auch Lagersitze beinhalten kann.For the purposes of the present invention, the two extension sleeves 22 and 23 as well as the pressure sleeve 24 of the tie rod 21 be made of the same materials or different materials, in particular of different materials with different thermal expansion coefficients. The lengths of the individual sleeves, so the Zughülsen 22 and 23 and the pressure sleeve 24 , can be adapted to the respective mechanical requirements of turbomachinery. The pulling sleeves 22 and 23 and compression sleeves 24 can be plugged into each other or be screwed mitein other. It should be noted that the tie rod according to the invention may also include bearing seats.

1010: Verdichterrotorcompressor rotor
1111: Rotorscheiberotor disc
1212: Rotorscheiberotor disc
1313: Rotorscheiberotor disc
1414: Rotorscheiberotor disc
1515: Rotorscheiberotor disc
1616: Rotorscheiberotor disc
1717: Rotorscheiberotor disc
1818: Laufschaufelblade
1919: Vorsprunghead Start
2020: Dichtfinsealing fin
2121: Zugankertie rods
2222: Zughülsepulling sleeve
2323: Zughülsepulling sleeve
2424: Druckhülsepressure sleeve
2525: Abschnittsection
2727: Abschnittsection
2828: Muttermother
2929: Turbinenrotorturbine rotor
3030: Rotorscheiberotor disc
3131: Laufschaufelblade
3232: Wellewave
3333: Abschnittsection

Claims

Turbomachine, in particular a gas turbine, having at least one compressor, a combustion chamber and at least one turbine, wherein the turbomachine has a plurality of rotor blades ( 18 . 31 ) comprehensive rotor disks ( 11 . 12 . 13 . 14 . 15 . 16 . 17 . 30 ), of which at least one part with a tie rod ( 21 ) is clamped together, characterized in that the tie rod ( 21 ) is formed in several parts and at least two Zughülsen ( 22 . 23 ) and a pressure sleeve ( 24 ).

Turbomachine according to claim 1, characterized in that the or each pressure sleeve ( 24 ) between each two Zughülsen ( 22 . 23 ) is positioned.

Turbomachine according to claim 1 or 2 in the form of a gas turbine, characterized in that the multipart tie rod ( 21 ) only the rotor discs ( 11 . 12 . 13 . 14 . 15 . 16 . 17 ) of the compressor rotor ( 10 ) connects or clamped together.

Turbomachine according to claim 3, characterized in that a first tensile sleeve ( 22 ) at an upstream portion of the compressor rotor ( 10 ) and a second tension sleeve ( 23 ) at a downstream portion of the compressor rotor ( 10 ), whereby the pressure sleeve ( 24 ) between the first tension sleeve ( 22 ) and the second tension sleeve ( 23 ) is switched.

Turbomachine according to claim 4, characterized in that in the section of the tie rod ( 21 ), in which the two extension sleeves ( 22 . 23 ) and the pressure sleeve ( 24 ) are interleaved, the pressure sleeve ( 24 ) radially inside the tension sleeve ( 22 ), the tension sleeve ( 23 ) radially inside the pressure sleeve ( 24 ) is arranged.

Turbomachine according to claim 4, characterized in that a portion of the tie rod ( 21 ), in which the two extension sleeves ( 22 . 23 ) and the pressure sleeve ( 24 ) are nested together, seen in the axial direction downstream of the compressor rotor ( 10 ) is arranged.

Turbomachine according to claim 6, characterized in that the section of the tie rod ( 21 ), in which the two extension sleeves ( 22 . 23 ) and the pressure sleeve ( 24 ) are interleaved with each other, is arranged in the region of the combustion chamber.

Turbomachine according to claim 6 or 7, characterized in that the multipart tie rod ( 21 ) the rotor disks ( 11 . 12 . 13 . 14 . 15 . 16 . 17 ) of the compressor rotor ( 10 ) and the or each rotor disk ( 30 ) of the turbine rotor ( 29 ) connects together or clamped together.

Turbomachine according to claim 8, characterized in that a first tensile sleeve ( 22 ) at an upstream portion of the compressor rotor ( 10 ) and a second tension sleeve ( 23 ) at a downstream portion of the turbine rotor ( 29 ), whereby the pressure sleeve ( 24 ) between the first tension sleeve ( 22 ) and the second tension sleeve ( 23 ) is switched.

Turbomachine according to claim 9, characterized in that a portion of the tie rod ( 21 ), in which the two extension sleeves ( 22 . 23 ) and the pressure sleeve ( 24 ) are nested together, seen in the axial direction downstream of the compressor rotor ( 10 ) and upstream of the turbine rotor ( 29 ) is arranged.

Turbomachine according to claim 10, characterized in that the section of the tie rod ( 21 ), in which the two extension sleeves ( 22 . 23 ) and the pressure sleeve ( 24 ) are interleaved with each other, is arranged in the region of the combustion chamber.

Turbomachine according to one of claims 1 to 11, characterized in that the extension sleeves ( 22 . 23 ) and the pressure sleeve ( 24 ) of the tie rod ( 21 ) are made of the same materials.

Turbomachine according to one of claims 1 to 11, characterized in that the extension sleeves ( 22 . 23 ) and the pressure sleeve ( 24 ) of the tie rod ( 21 ) made of different materials, in particular made of different materials with different thermal expansion coefficients.

Turbomachine according to one of claims 1 to 13, characterized in that the tie rod includes bearing seats.

Turbomachine according to one of claims 8 to 11, characterized in that the first, upstream tension sleeve ( 22 ) of the tie rod ( 21 ) the rotor disks ( 11 . 12 . 13 . 14 . 15 . 16 . 17 ) of the compressor rotor ( 10 ) under axial tension (nut 28 ) until the compressor rotor ( 10 ) and the turbine rotor ( 29 ) and over the entire tie rod ( 21 ) are braced against each other and in each case axially.

Turbomachine according to one of claims 1 to 15, characterized in that the extension sleeves ( 22 . 23 ) and the pressure sleeve ( 24 ) of the tie rod ( 21 ) are indirectly secured relative to each other directly and / or indirectly via adjacent components by means of positive contact.