DE102006016975A1 - Mantel ring segment e.g. shroud, for use in e.g. aircraft engine, has two-sectional structure made of radial inner lying section and radial outer lying section, where sections exhibit different thermal expansion characteristics - Google Patents

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Abstract

The ring segment (12) has a two-sectional structure made of a radial inner lying section (15) and a radial outer lying section (16), where the radial inner lying and the radial outer lying sections exhibit different thermal expansion characteristics. The radial inner lying section and the radial outer lying section exhibit different physical properties, where the radial inner lying section has a smaller thermal expansion coefficient than the radial outer lying section. An independent claim is also included for a method for manufacturing mantle ring segments of a gas turbine.

Description

Die Erfindung betrifft ein Mantelringsegment einer Gasturbine, insbesondere eines Flugtriebwerks, nach dem Oberbegriff des Anspruchs 1. Des weiteren betrifft die Erfindung ein Verfahren zur Herstellung eines Mantelringsegments.The The invention relates to a shroud segment of a gas turbine, in particular an aircraft engine, according to the preamble of claim 1. Further The invention relates to a method for producing a shroud segment.

Moderne Gasturbinen, insbesondere Flugtriebwerke, müssen höchsten Ansprüchen im Hinblick auf Zuverlässigkeit, Gewicht, Leistung, Wirtschaftlichkeit und Lebensdauer gerecht werden. Bei der Entwicklung von Gasturbinen spielt die Werkstoffauswahl, die Suche nach neuen, geeigneten Werkstoffen sowie die Suche nach neuen Fertigungsverfahren eine entscheidende Rolle. Die wichtigsten, heutzutage für Flugtriebwerke oder sonstige Gasturbinen verwendeten Werkstoffe sind Titanlegierungen, Nickellegierungen und hochfeste Stähle. Die hochfesten Stähle werden für Wellenteile, Getriebeteile, Verdichtergehäuse und Turbinengehäuse verwendet. Titanlegierungen sind typische Werkstoffe für Verdichterteile. Nickellegierungen sind für die heißen Turbinenteile des Flugtriebwerks geeignet.modern Gas turbines, in particular aircraft engines, must meet the highest demands in the In terms of reliability, Weight, performance, economy and durability meet. In the development of gas turbines, the choice of materials, the search for new, suitable materials as well as the search for new manufacturing processes are crucial. The most important, for these days Aeroengines or other gas turbines used materials are titanium alloys, nickel alloys and high strength steels. The high-strength steels be for Shaft parts, gear parts, compressor housing and turbine housing used. Titanium alloys are typical materials for compressor parts. nickel alloys are for the hot ones Turbine parts of the aircraft engine suitable.

Als Fertigungsverfahren für Gasturbinenbauteile aus Titanlegierungen, Nickellegierung oder sonstigen Legierungen sind aus dem Stand der Technik in erster Linie das Feingießen sowie Schmieden bekannt. Alle hochbeanspruchten Gasturbinenbauteile sind Schmiedeteile. Bauteile für eine Turbine werden hingegen in der Regel als Feingussteile ausgeführt. Für die Fertigung bzw. Herstellung von komplexen Bauteilen stellt das pulvermetallurgische Spritzgießen eine Alternative dar. Das pulvermetallurgische Spritzgießen ist mit dem Kunststoffspritzguss verwandt und wird auch als Metallform-Spritzen oder Metal Injection Moulding-Verfahren (MIM-Verfahren) bezeichnet.When Manufacturing process for Gas turbine components of titanium alloys, nickel alloy or other Alloys are from the state of the art primarily the investment casting as well Forging known. All highly stressed gas turbine components are Forgings. Components for On the other hand, a turbine is usually designed as a precision casting. For the production or production of complex components is the powder metallurgy injection molding a Alternative dar. The powder metallurgical injection molding is akin to plastic injection molding and is also called metal mold spraying or Metal Injection Molding (MIM) method.

Zur Leistungssteigerung ist es von Bedeutung alle Komponenten und Subsysteme zu optimieren. Hierzu zählen auch die sogenannten Dichtsysteme. Besonders problematisch ist bei Flugtriebwerken die Einhaltung eines minimalen Spalts zwischen den rotierenden Laufschaufeln und dem feststehenden Gehäuse eines Hochdruckverdichters. Bei Hochdruckverdichtern treten nämlich die größten Temperaturen sowie Temperaturgradienten auf, was die Spalthaltung erschwert. Dies liegt unter anderem auch darin begründet, dass bei Verdichterlaufschaufeln auf Deckbänder, wie sie bei Turbinen verwendet werden, verzichtet wird.to Performance increase, it is important all components and subsystems to optimize. Which includes also the so-called sealing systems. Especially problematic is at Aero engines adhering to a minimum gap between the rotating Blades and the stationary housing of a high pressure compressor. High-pressure compressors are in fact the largest temperatures as well as temperature gradients, which makes the cleavage difficult. This is partly due to the fact that in compressor blades on shrouds, as used in turbines is omitted.

Wie bereits erwähnt, verfügen die Laufschaufeln im Verdichter über kein Deckband. Daher sind Enden bzw. Spitzen der rotierenden Laufschaufeln beim sogenannten Anstreifen in das feststehende Gehäuse einem direkten Reibkontakt mit dem Gehäuse ausgesetzt. Ein solches Anstreifen der Schaufelspitzen wird bei Einstellung eines minimalen Radialspalts durch Fertigungstoleranzen hervorgerufen. Da durch den Reibkontakt der Schaufelspitzen an den Schaufelspitzen Material abgetragen wird, kann sich über den gesamten Umfang von Gehäuse und Rotor eine unerwünschte Spaltvergrößerung einstellen.As already mentioned, feature the blades in the compressor over no shroud. Therefore, tips of the rotating blades are the so-called rubbing into the fixed housing a direct frictional contact with the housing exposed. Such scratching of the blade tips is at Setting a minimum radial gap by manufacturing tolerances caused. Because of the frictional contact of the blade tips to the Shovel tips material can be removed over the entire circumference of housing and rotor an undesirable Adjust gap enlargement.

Zur Minimierung des Verschleißes an den Schaufelspitzen beim Anstreifen derselben in das feststehende Gehäuse ist es aus dem Stand der Technik bereits bekannt, dem Gehäuse sogenannte Einlaufbeläge zuzuordnen, in welche die Schaufelspitzen der Laufschaufeln einlaufen können. Derartige Einlaufbeläge sind üblicherweise sogenannten Mantelringsegmenten des Gehäuses zugeordnet. Gehäuseseitige Mantelringsegmente, die insbesondere als Träger für Einlaufbeläge dienen, werden auch als Shrouds bezeichnet.to Minimization of wear at the blade tips while rubbing them into the fixed one casing it is already known from the prior art to assign the housing so-called inlet linings, in which the blade tips of the blades can run. Such inlet linings are common so-called shroud segments of the housing assigned. housing-side Shroud segments, which serve in particular as carriers for inlet linings, are also referred to as shrouds.

Aus der EP 1 013 788 B1 ist ein solcher Shroud bekannt. Aus dem Stand der Technik bekannte Mantelringsegmente sind entweder aus Titanlegierungen oder Nickellegierungen gebildet und entweder als Schmiedeteile oder Feingussteile ausgeführt.From the EP 1 013 788 B1 such a shroud is known. Shroud segments known in the art are formed of either titanium alloys or nickel alloys and are designed either as forgings or precision castings.

Aus dem Stand der Technik bekannte Mantelringsegmente verfügen über einen einschichtigen Aufbau. Da die Mantelringsegmente an einer radial innenliegenden, dem Strömungskanal zugewandten Oberfläche und an einer radial außenliegenden, dem Gehäuse zugewandten Oberfläche stark unterschiedlichen Temperaturen ausgesetzt sind, können sich die einschichtigen Mantelringsegmente während des Betriebs polygonartig verbiegen, wodurch einerseits Beschädigungen der Mantelringsegmente hervorgerufen werden können, und wodurch andererseits die Dichtfunktion im Bereich des Spalts zwischen den rotierenden Laufschaufeln und den Mantelringsegmenten beeinträchtigt wird.Out known in the art shroud segments have a single-layered construction. Since the shroud segments on a radially inner, the flow channel facing surface and on a radially outer, the housing facing surface can be exposed to very different temperatures the single-layered shroud segments are polygonal during operation bend, causing on the one hand damage to the shroud segments can be caused and on the other hand the sealing function in the region of the gap between the rotating blades and the shroud segments impaired becomes.

Hiervon ausgehend liegt der vorliegenden Erfindung das Problem zu Grunde, ein neuartiges Mantelringsegment einer Gasturbine, insbesondere eines Flugtriebwerks, und ein Verfahren zur Herstellung desselben zu schaffen.Of these, Based on the present invention, the problem underlying a novel shroud segment of a gas turbine, in particular a Aircraft engine, and to provide a method of making the same.

Dieses Problem wird durch ein Mantelringsegment gemäß Anspruch 1 gelöst.This Problem is solved by a shroud segment according to claim 1.

Erfindungsgemäß weist dasselbe einen mindestens zweischichtigen Aufbau aus einer radial innenliegenden Schicht und einer radial außenliegenden Schicht auf, wobei die radial innenliegende Schicht und die radial außenliegende Schicht unterschiedliche Wärmeausdehnungseigenschaften aufweisen.According to the invention the same an at least two-layer construction of a radial inner layer and a radially outer layer, wherein the radially inner layer and the radially outer layer Layer different thermal expansion properties exhibit.

Im Sinne der hier vorliegenden Erfindung verfügt ein Mantelringsegment über mindestens zwei Schichten mit unterschiedlichen Wärmeausdehnungseigenschaften. Hierdurch können durch unterschiedliche Temperaturen an der radial innenliegenden Oberfläche sowie an der radial außenliegenden Oberfläche des Mantelringsegments bewirkte unterschiedliche Wärmeausdehnungen des Mantelringsegments kompensiert werden, sodass sich die Formgebung des Mantelringsegments selbst bei hohen Temperaturunterschieden zwischen der radial innenliegenden Oberfläche und der radial außenliegenden Oberfläche desselben so gut wie nicht verändert. Hierdurch wird die Lebensdauer von Mantelringsegmenten erhöht, weiterhin wird die Dichtfunktion zwischen den Mantelringsegmenten und den rotierenden Laufschaufeln verbessert.For the purposes of the present invention, a shroud segment has at least two Layers with different thermal expansion properties. This can be compensated by different temperatures on the radially inner surface and on the radially outer surface of the shroud segment effected different thermal expansions of the shroud segment, so that the shape of the shroud segment even with high temperature differences between the radially inner surface and the radially outer surface thereof as well not changed. As a result, the life of shroud segments is increased, further the sealing function between the shroud segments and the rotating blades is improved.

Das erfindungsgemäße Verfahren zum herstellen eines Mantelringsegments ist in Anspruch 7 definiert.The inventive method for producing a shroud segment is defined in claim 7.

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 Gasturbine im Bereich einer rotierenden Laufschaufel und eines feststehenden, erfindungsgemäßen Mantelringsegments. 1 a schematic section of a gas turbine in the region of a rotating blade and a fixed, inventive shroud segment.

1 zeigt einen schematisierten Ausschnitt aus einem Flugtriebwerk im Bereich einer rotierenden Laufschaufel 10 und eines statorseitigen Gehäuses 11, wobei dem Gehäuse 11 Mantelringsegmente 12 zugeordnet sind. Die Mantelringsegmente 12 werden auch als Shrouds bezeichnet und dienen als Träger von Einlaufbelägen, in welche radial außenliegende Schaufelspitzen 13 der Laufschaufeln 10 im Betrieb einlaufen können. Wie 1 zeigt, ist zwischen der Schaufelspitze 13 der dargestellten Laufschaufel 10 und dem dargestellten Mantelringsegment 12 ein Spalt 14 ausgebildet, der zur Optimierung des Wirkungsgrads der Gasturbine so gering wie möglich gehalten werden muss. 1 shows a schematic section of an aircraft engine in the region of a rotating blade 10 and a stator-side housing 11 , where the housing 11 The shroud segments 12 assigned. The shroud segments 12 are also referred to as shrouds and serve as a carrier of inlet linings, in which radially outer blade tips 13 the blades 10 can run into the operation. As 1 shows is between the blade tip 13 the illustrated blade 10 and the illustrated shroud segment 12 A gap 14 formed, which must be kept as low as possible to optimize the efficiency of the gas turbine.

Das erfindungsgemäße Mantelringsegment 12 verfügt im Ausführungsbeispiel der 1 über zwei Schichten, nämlich eine radial innenliegende Schicht 15 und eine radial außenliegende Schicht 16. Die radial innenliegende Schicht 15 sowie die radial außenliegende Schicht 16 verfügen über unterschiedliche Wärmeausdehnungseigenschaften, wobei die radial innenliegende Schicht 15 hierzu einen kleineren Wärmeausdehnungskoeffizienten aufweist, als die radial außenliegende Schicht 16. Hierdurch kann erzielt werden, dass die radial innenliegende Schicht 15, die üblicherweise höheren Temperaturen ausgesetzt ist als die radial außenliegende Schicht 16, im Betrieb der Gasturbine einer ähnlichen Wärmeausdehnung unterliegt wie die radial außenliegende Schicht 16. Durch Temperaturgradienten am Mantelringsegment 12 verursachte polygonartige Verformungen desselben können so vermieden werden.The shroud segment according to the invention 12 has in the embodiment of 1 over two layers, namely a radially inner layer 15 and a radially outer layer 16 , The radially inner layer 15 and the radially outer layer 16 have different thermal expansion properties, with the radially inner layer 15 this has a smaller coefficient of thermal expansion than the radially outer layer 16 , This can be achieved that the radially inner layer 15 , which is usually exposed to higher temperatures than the radially outer layer 16 , In the operation of the gas turbine is subject to a similar thermal expansion as the radially outer layer 16 , By temperature gradients on the shroud segment 12 caused polygonal deformations of the same can be avoided.

Nach einer vorteilhaften Weiterbildung der hier vorliegenden Erfindung verfügen die radial innenliegende Schicht 15 sowie die radial außenliegende Schicht 16 des Mantelringsegments 16 neben unterschiedlichen Wärmeausdehnungseigenschaften auch über unterschiedliche Festigkeitseigenschaften. So ist die radial innenliegende Schicht 15 vorzugsweise weicher bzw. einlauffähiger als die radial außenliegende Schicht 16.According to an advantageous embodiment of the present invention have the radially inner layer 15 and the radially outer layer 16 of the shroud segment 16 in addition to different thermal expansion properties also different strength properties. So is the radially inner layer 15 preferably softer or einlauffähiger than the radially outer layer 16 ,

Da die radial innenliegende Schicht 15 einen Strömungskanal begrenzt, und demnach mit Heißgas in Kontakt kommt, verfügt die radial innenliegende Schicht 15 des Mantelringsegments 12 weiterhin über eine gute Heißgaskorrosionsbeständigkeit. Die radial innenliegende Schicht 15 kann einen Einlaufbelag tragen. Wie 1 entnommen werden kann, sind der radial außenliegenden Schicht 16 des Mantelringsegments 12 Befestigungsabschnitte 17 zugeordnet, über welche die Mantelringsegmente 12 an dem Gehäuse 11 befestigt werden können.Because the radially inner layer 15 delimits a flow channel, and thus comes into contact with hot gas, has the radially inner layer 15 of the shroud segment 12 furthermore, a good hot gas corrosion resistance. The radially inner layer 15 can carry an inlet lining. As 1 can be taken, are the radially outer layer 16 of the shroud segment 12 fixing portions 17 assigned over which the shroud segments 12 on the housing 11 can be attached.

Nach einer vorteilhaften Weiterbildung der hier vorliegenden Erfindung ist zwischen der radial innenliegenden Schicht 15 und der radial außenliegenden Schicht 16 des Mantelringsegments 12 mindestens eine weitere Schicht angeordnet. Hierdurch kann dann zwischen dem Wärmeausdehnungskoeffizienten der radial innenliegenden Schicht 15 und dem Wärmeausdehnungskoeffizienten der radial außenliegenden Schicht 16 ein gradierter Übergang ausgebildet werden. Zwischen der radial innenliegenden Schicht 15 und der radial außenliegenden Schicht 16 angeordnete weitere Schichten verfügen des Weiteren vorzugsweise über gute Wärmedämmeigenschaften, um einen Wärmeübergang in Richtung auf die radial außenliegende Schicht 16 des Mantelringsegments 12 zu unterbinden.According to an advantageous development of the present invention is between the radially inner layer 15 and the radially outer layer 16 of the shroud segment 12 arranged at least one further layer. In this way, it is then possible between the thermal expansion coefficient of the radially inner layer 15 and the thermal expansion coefficient of the radially outer layer 16 a graded transition will be formed. Between the radially inner layer 15 and the radially outer layer 16 Furthermore arranged further layers preferably further have good thermal insulation properties, to a heat transfer in the direction of the radially outer layer 16 of the shroud segment 12 to prevent.

Zum Herstellen eines erfindungsgemäßen Mantelringsegments 12 wird so vorgegangen, dass die einzelnen Schichten des Mantelringsegments 12 als separate Baugruppen hergestellt bzw. bereitgestellt werden. Anschließend werden die Schichten des Mantelringsegments 12 im Vakuum an Rändern derselben gasdicht miteinander verbunden, insbesondere miteinander verschweißt. Im Anschluss hieran findet ein flächiges Verbinden der Schichten durch Diffusionsschweißen, insbesondere durch heißisostatisches Pressen, statt.For producing a shroud segment according to the invention 12 The procedure is that the individual layers of the shroud segment 12 manufactured or provided as separate assemblies. Subsequently, the layers of the shroud segment 12 in a vacuum at the edges of the same gas-tight connected to each other, in particular welded together. This is followed by surface bonding of the layers by diffusion bonding, in particular by hot isostatic pressing.

Die radial innenliegende Schicht 15 eines erfindungsgemäßen Mantelringsegments 12 ist vorzugsweise aus einem keramischen Werkstoff hergestellt. Die radial außenliegende Schicht 16 hingegen ist vorzugsweise aus einem metallischen Werkstoff hergestellt, insbesondere aus einer Nickelbasislegierung bzw. Kobaltbasislegierung. Dann, wenn zwischen der radial innenliegenden Schicht 15 und der radial außenliegenden Schicht 16 mindestens eine weitere Schicht positioniert ist, ist dieselbe vorzugsweise aus einer Oxidkeramik, so z. B. aus einer Zirkonoxidkeramik, gebildet.The radially inner layer 15 a shroud segment according to the invention 12 is preferably made of a ceramic material Herge provides. The radially outer layer 16 on the other hand, it is preferably made of a metallic material, in particular of a nickel-based alloy or cobalt-base alloy. Then, if between the radially inner layer 15 and the radially outer layer 16 At least one further layer is positioned, it is preferably made of an oxide ceramic, such. B. of a zirconia ceramic formed.

1010
Laufschaufelblade
1111
Gehäusecasing
1212
MantelringsegmentShroud segment
1313
Schaufelspitzeblade tip
1414
Spaltgap
1515
Schichtlayer
1616
Schichtlayer
1717
Befestigungsabschnittattachment section

Claims (8)

Mantelringsegment einer Gasturbine, insbesondere eines Flugtriebwerks, welches über radial außenliegende Befestigungsabschnitte an einem feststehenden Gehäuse der Gasturbine befestigbar ist, dadurch gekennzeichnet, dass dasselbe einen mindestens zweischichtigen Aufbau aus einer radial innenliegenden Schicht (15) und einer radial außenliegenden Schicht (16) aufweist, wobei die radial innenliegende Schicht (15) und die radial außenliegende Schicht (16) unterschiedliche Wärmeausdehnungseigenschaften aufweisen.Shroud segment of a gas turbine, in particular of an aircraft engine, which can be fastened to a fixed housing of the gas turbine via radially outer fastening sections, characterized in that it has a construction of at least two layers consisting of a radially inner layer ( 15 ) and a radially outer layer ( 16 ), wherein the radially inner layer ( 15 ) and the radially outer layer ( 16 ) have different thermal expansion properties. Mantelringsegment nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die radial innenliegende Schicht einen kleineren Wärmeausdehnungskoeffizienten aufweist als die radial außenliegende Schicht.Shroud segment according to claim 1, characterized in that the radially inner layer has a smaller thermal expansion coefficient has as the radially outer Layer. Mantelringsegment nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass die radial innenliegende Schicht (15) und die radial außenliegende Schicht (16) unterschiedliche Festigkeitseigenschaften aufweisen.Shroud segment according to claim 1 or 2, characterized in that the radially inner layer ( 15 ) and the radially outer layer ( 16 ) have different strength properties. Mantelringsegment nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, dass die radial innenliegende Schicht weicher bzw. einlauffähiger ist als die radial außenliegende Schicht.Shroud ring segment according to claim 3, characterized in that that the radially inner layer is softer or einlauffähiger as the radially outer Layer. Mantelringsegment nach einem oder mehreren der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, dass zwischen der radial innenliegenden Schicht und der radial außenliegenden Schicht weitere Schichten angeordnet sind, die zwischen dem Wärmeausdehnungskoeffizienten der radial innenliegenden Schicht und dem Wärmeausdehnungskoeffizienten der radial außenliegenden Schicht einen gradierten Übergang ausbilden.Shroud segment according to one or more of claims 1 to 4, characterized in that between the radially inner Layer and the radially outer Layer further layers are arranged, which are between the thermal expansion coefficient the radially inner layer and the thermal expansion coefficient the radially outer Layer form a graded transition. Mantelringsegment nach einem oder mehreren der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, dass die Schichten (15, 16) als separate Baugruppen hergestellt, unter Vakuum an Rändern gasdicht miteinander verbunden und anschließend durch Diffusionsschweißen flächig miteinander verbunden sind.Shroud segment according to one or more of claims 1 to 5, characterized in that the layers ( 15 . 16 ) are manufactured as separate assemblies, gas-tightly connected to one another at the edges under vacuum and then connected to one another in a planar manner by diffusion welding. Verfahren zur Herstellung eines Mantelringsegments einer Gasturbine, insbesondere eines Flugtriebwerks, nach einem oder mehreren der Ansprüche 1 bis 6, mit folgenden Schritten: a) Bereistellen von mindestens zwei Schichten mit unterschiedlichen Wärmeausdehnungseigenschaften; b) gasdichtes Verbinden der Schichten an den Rändern derselben unter Vakuum; c) anschließendes flächiges Verbinden der Schichten durch Diffusionsschweißen.Method for producing a shroud ring segment a gas turbine, in particular an aircraft engine, after a or more of the claims 1 to 6, with the following steps: a) Provide at least two layers with different thermal expansion properties; b) gas-tight bonding of the layers at the edges thereof under vacuum; c) then flat Bonding the layers by diffusion bonding. Verfahren nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, dass das flächige Verbinden der Schichten durch heißisostatischen Pressen erfolgt.Method according to claim 7, characterized in that that the areal Bonding of the layers is carried out by hot isostatic pressing.
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