DE102009052314A1

DE102009052314A1 - Sealing arrangement for a gas turbine and such a gas turbine

Info

Publication number: DE102009052314A1
Application number: DE200910052314
Authority: DE
Inventors: Inga Dr. Ing. Mahle
Original assignee: MTU Aero Engines GmbH
Current assignee: MTU Aero Engines AG
Priority date: 2009-11-07
Filing date: 2009-11-07
Publication date: 2011-05-12
Also published as: WO2011054341A2; WO2011054341A3

Abstract

Offenbart ist eine Dichtanordnung 6 für eine Gasturbine, insbesondere für eine Fluggasturbine 1, mit zumindest einem Dichtelement 8a, 8b, wobei das Dichtelement 8a, 8b in einem Ringraum 12 zwischen einem Gehäuse 14 und mindestens einer Schaufelreihe 4, insbesondere einer Laufschaufelreihe, angeordnet ist und wobei der Ringraum 12 von einem Leckagestrom 16 durchströmt ist, der von einem Hauptstrom 18 abgezweigt ist und nach dem Ringraum 12 an einer Wiedereintrittsstelle 20 in den Hauptstrom 18 zurück mündet, wobei das zumindest eine Dichtelement 8b dem Gehäuse 14 zugeordnet ist und sich in Richtung der Schaufelreihe 4 erstreckt und eine Leckagestelle 22 zwischen dem Dichtelement 8b und der Schaufelreihe 4 im Bereich der Wiedereintrittsstelle 20 des Leckagestroms 16 in den Hauptstrom 18 angeordnet ist. Weiterhin offenbart ist eine Gasturbine, insbesondere eine Fluggasturbine 1, mit einer derartigen Dichtanordnung 6.Disclosed is a sealing arrangement 6 for a gas turbine, in particular for an aircraft gas turbine 1, with at least one sealing element 8a, 8b, the sealing element 8a, 8b being arranged in an annular space 12 between a housing 14 and at least one row of blades 4, in particular a row of blades wherein the annular space 12 is traversed by a leakage flow 16, which is branched off from a main stream 18 and flows back to the annular space 12 at a reentry point 20 in the main flow 18, wherein the at least one sealing element 8b associated with the housing 14 and in the direction of Blade row 4 extends and a leakage point 22 between the sealing element 8b and the blade row 4 in the region of the reentry point 20 of the leakage flow 16 is arranged in the main flow 18. Further disclosed is a gas turbine, in particular an aircraft gas turbine 1, with such a sealing arrangement 6.

Description

Die Erfindung betrifft eine Dichtanordnung für eine Gasturbine, insbesondere für eine Fluggasturbine, nach dem Oberbegriff des Patentanspruchs 1 und eine Gasturbine mit einer derartigen Dichtanordnung gemäß dem Oberbegriff des Patentanspruchs 12.The invention relates to a sealing arrangement for a gas turbine, in particular for an aircraft gas turbine, according to the preamble of patent claim 1 and a gas turbine with such a sealing arrangement according to the preamble of patent claim 12.

Aus der deutschen Patentanmeldung DE 198 07 247 A1 der Anmelderin ist eine Fluggasturbine mit Dichtanordnungen im Bereich der Niederdruckturbine bekannt. Die Strömungsrichtung der Hauptströmung verläuft durch eine Anordnung von Leit- und Laufschaufelreihen. Die äußere Triebwerkshülle bildet ein Gehäuse, in welchem die Leitschaufelreihen radial zentriert und axial fixiert gelagert sind. Die äußere Dichtanordnung, das sogenannte Outer Airscal, ist als Labyrinthdichtung ausgebildet, wobei ringschneidenartige Dichtspitzen als Dichtelemente gegen Wabenstrukturen (Honeycombs) laufen, welche auf Wabenträger aufgebracht sind. Die Wabenträger sind ihrerseits an den Leitschaufelreihen gelagert und über diese mit denn Gehäuse verbunden. Die Dichtelemente sind in einem Ringraum (äußere Kavität) zwischen dem Gehäuse und jeweils einer Laufschaufelreihe angeordnet, wobei der Ringraum von einem Leckagestrom durchströmt ist, der anschließend wieder in den Hauptstrom mündet.From the German patent application DE 198 07 247 A1 the applicant is known an aircraft gas turbine with sealing arrangements in the field of low-pressure turbine. The flow direction of the main flow passes through an array of guide and blade rows. The outer engine shell forms a housing in which the guide blade rows are radially centered and mounted axially fixed. The outer sealing arrangement, the so-called Outer Airscal, is designed as a labyrinth seal, ring-like sealing tips running as sealing elements against honeycomb structures (honeycombs), which are applied to honeycomb carriers. The honeycomb carriers are in turn mounted on the guide blade rows and connected via this with the housing. The sealing elements are arranged in an annular space (outer cavity) between the housing and in each case one blade row, wherein the annular space is traversed by a leakage flow, which then opens again into the main flow.

Nachteilig bei dieser Lösung ist, dass beim Eintritt der Leckageströmung in den Hauptstrom erhebliche Mischungsverluste durch in Richtung und Betrag unterschiedliche Geschwindigkeiten des Hauptstroms und der Leckageströmung entstehen. Zudem wird die nachfolgende Schaufelreihe aufgrund von Ablösungen und Wirbelbildung im Wandbereich nicht in optimaler Weise angeströmt, so dass weitere Verluste entstehen.The disadvantage of this solution is that upon entering the leakage flow into the main flow considerable mixing losses caused by in the direction and magnitude of different velocities of the main flow and the leakage flow. In addition, the subsequent blade row is not flown in an optimum manner due to detachment and vortex formation in the wall area, so that further losses occur.

Aufgabe der Erfindung ist es, eine Dichtanordnung sowie eine Gasturbine mit einer derartigen Dichtanordnung zu schaffen, bei denen die vorgenannten Nachteile beseitigt sind und eine Reduzierung der Mischungsverluste erreicht wird.The object of the invention is to provide a sealing arrangement and a gas turbine with such a sealing arrangement in which the aforementioned disadvantages are eliminated and a reduction of the mixing losses is achieved.

Diese Aufgabe wird gelöst durch eine Dichtanordnung mit den Merkmalen des Patentanspruchs 1 und durch eine Gasturbine mit den Merkmalen des Patentanspruchs 12.This object is achieved by a sealing arrangement having the features of patent claim 1 and by a gas turbine having the features of patent claim 12.

Eine erfindungsgemäße Dichtanordnung für eine Gasturbine, insbesondere für eine Fluggasturbine, weist zumindest ein Dichtelement auf, wobei das Dichtelement in einem Ringraum zwischen einem Gehäuse und mindestens einer Schaufelreihe, insbesondere einer Laufschaufelreihe, angeordnet ist und wobei der Ringraum von einem Leckagestrom durchströmt ist, der von einem Hauptstrom abgezweigt ist und nach dem Ringraum an einer Wiedereintrittsstelle in den Hauptstrom mündet. Das zumindest eine Dichtelement ist bei einem besonders bevorzugten Ausführungsbeispiel im Bereich einer Laufschaufelreihe angeordnet, wobei der Leckagestrom vor auf die Laufschaufeln folgenden Statorschaufeln in den Hauptstrom mündet. Erfindungsgemäß ist zumindest ein Dichtelement dem Gehäuse zugeordnet, d. h. an dem Gehäuse mittelbar oder unmittelbar festgelegt und erstreckt sich in Richtung der Schaufelreihe, wobei eine Leckagestelle zwischen dem Dichtelement und der Schaufelreihe im Bereich der Wiedereintrittsstelle des Leckagestroms in den Hauptstrom ausgebildet ist.A sealing arrangement according to the invention for a gas turbine, in particular for an aircraft gas turbine, has at least one sealing element, wherein the sealing element is arranged in an annular space between a housing and at least one row of blades, in particular a row of blades, and wherein the annular space is traversed by a leakage flow from a main stream is branched off and after the annulus at a reentry point opens into the main stream. The at least one sealing element is arranged in a particularly preferred embodiment in the region of a blade row, wherein the leakage flow flows in front of the blades following stator blades in the main flow. According to the invention, at least one sealing element is associated with the housing, d. H. indirectly or directly fixed to the housing and extending in the direction of the blade row, wherein a leakage point between the sealing element and the blade row is formed in the region of the reentry point of the leakage current in the main stream.

Dadurch, dass sich die Leckagestelle, beispielsweise der Leckagespalt bei einem berührungsfreien Dichtelement oder die Leckagefläche bei einer Bürstendichtung gegenüber dem Stand der Technik gemäß der DE 198 07 247 A1 erfindungsgemäß näher an der Wiedereintrittsstelle des Leckagestroms in den Hauptstrom befindet, behält der Leckagestrom bis zum Wiedereintritt in den Hauptstrom eine hohe Geschwindigkeit bei, so dass die Geschwindigkeitsgradienten zum relativ schnellen Hauptstrom verringert sind. Aufgrund der Position der Leckagestelle wird die Leckageströmung bis zum Wiedereintritt in den Hauptstrom eng am Deckband entlang geleitet und kann störungsarm, d. h. mit geringerer Wirbelbindung, in den Hauptstrom eingebracht werden. Dies führt insgesamt zu einer Reduktion der Mischungsverluste und einer verbesserten Anströmung der nachfolgenden Schaufelreihe, insbesondere im Wandbereich.Characterized in that the leakage point, for example, the leakage gap in a non-contact sealing element or the leakage area in a brush seal over the prior art according to the DE 198 07 247 A1 According to the present invention, closer to the reentry point of the leakage flow into the main flow, the leakage flow maintains a high velocity until reentry into the main flow, so that the velocity gradients for the relatively fast main flow are reduced. Due to the position of the leakage point, the leakage flow is conducted closely along the shroud until it re-enters the main flow and can be introduced into the main flow without interference, ie with less vortex binding. Overall, this leads to a reduction of the mixing losses and an improved oncoming flow of the subsequent blade row, in particular in the wall area.

Als besonders vorteilhaft hat es sich erwiesen, wenn zumindest ein Dichtelement in einem, in Strömungsrichtung bezogen auf die Schaufelreihe, hinteren Bereich angeordnet ist. Dadurch befindet sich die Leckagestelle nahe an der Wiedereintrittsstelle des Leckagestroms in den Hauptstrom, so dass der Leckagestrom bis zum Wiedereintritt in den Hauptstrom eine hohe Geschwindigkeit aufweist und die Geschwindigkeitsgradienten zum relativ schnellen Hauptstrom verringert sind.It has proved to be particularly advantageous if at least one sealing element is arranged in a rear region in the direction of flow relative to the blade row. As a result, the leakage point is close to the reentry point of the leakage flow into the main flow, so that the leakage flow until reentry into the main flow has a high speed and the velocity gradients are reduced to relatively fast main flow.

Die Schaufelreihe kann gehäuseseitig mit einem Deckband und/oder einem Anstreif- oder Einlaufbelag versehen sein, wobei das Deckband und/oder der Anstreif- oder Einlaufbelag in Richtung des Hauptstroms ausgehend von einem Dichtelement, vorzugsweise einem in Strömungsrichtung hinteren Dichtelement, verkleinert ist.The blade row may be provided on the housing side with a shroud and / or a squint or inlet lining, wherein the shroud and / or the squeaking or inlet lining in the direction of the main flow, starting from a sealing element, preferably a downstream in the flow direction sealing element, is reduced.

Das Deckband und/oder der Anstreif- oder Einlaufbelag ist hierzu vorzugsweise in einem, in Strömungsrichtung hinteren Bereich, mit zumindest einer Abschrägung versehen, die eine in Strömungsrichtung abfallende Schrägfläche aufweist. Die Leckageströmung wird bis zum Wiedereintritt in den Hauptstrom eng am Deckband entlang geleitet und kann durch die günstige Formgebung mit sich in Strömungsrichtung vergrößerndem Querschnitt des Ringraums, noch störungsärmer mit weiter verringerter Wirbelbildung in den Hauptstrom eingebracht werden.For this purpose, the shroud and / or the squealer or enema coating is preferably provided with at least one bevel in a rear region in the flow direction, which has a sloping surface sloping down in the flow direction. The leakage flow is led to the reentry into the main stream close to the shroud along and can by the favorable shape with in Flow direction enlarging cross-section of the annulus, even less disturbance with further reduced vortex formation are introduced into the main stream.

Die Abschrägung erstreckt sich bei einem bevorzugten Ausführungsbeispiel stetig in Richtung der Hauptströmung, so dass eine Schrägfläche ausgebildet ist. Vorteilhaft ist es, wenn die Abschrägung einen Winkel im Bereich von etwa 10 bis 65°, vorzugsweise von etwa 20 bis 45°, zu einer Längsachse der Gasturbine aufweist. Die Abschrägung beginnt vorzugsweise im Bereich der Spitze eines Dichtelements, vorzugsweise im Bereich der Spitze eines in Strömungsrichtung hinteren Dichtelements, so dass ein verbesserter, homogener Übergang der Leckageströmung in den Hauptstrom ermöglicht ist.The chamfer extends in a preferred embodiment, steadily in the direction of the main flow, so that an inclined surface is formed. It is advantageous if the bevel has an angle in the range of about 10 to 65 °, preferably from about 20 to 45 °, to a longitudinal axis of the gas turbine. The chamfering preferably begins in the region of the tip of a sealing element, preferably in the region of the tip of a downstream sealing element, so that an improved, homogeneous transition of the leakage flow into the main flow is made possible.

Bei einem konkreten Ausführungsbeispiel der Dichtanordnung sind zumindest zwei axial beabstandet zueinander und sich im Wesentlichen in Umfangsrichtung erstreckende, als Dichtspitzen (Dichtfins) ausgebildete Dichtelemente einer Schaufelreihe zugeordnet. Hierbei ist es im Hinblick auf einen wirbelarmen Übergang der Leckageströmung in den Hauptstrom besonders vorteilhaft, wenn die Abschrägung im Bereich der Spitze des in Strömungsrichtung hinteren Dichtelements beginnt.In a specific exemplary embodiment of the sealing arrangement, at least two sealing elements of a row of blades which are axially spaced apart from each other and extend substantially in the circumferential direction, designed as sealing tips (sealing fins), are associated. In this case, with regard to a low-turbulence transfer of the leakage flow into the main flow, it is particularly advantageous if the taper begins in the area of the tip of the rear sealing element in the flow direction.

Das Deckband und/oder der Anstreif- oder Einlaufbelag können stufenförmig ausgebildet sein, wobei die Dichtelemmente vorzugsweise jeweils einer Stufe zugeordnet sind.The shroud and / or the squint or enema coating may be step-shaped, wherein the Dichtelemmente preferably each associated with a stage.

Eine erfindungsgemäße Gasturbine, insbesondere eine Fluggasturbine, verwendet zumindest eine derartige Dichtanordnung, die mindestens ein Dichtelement aufweist, wobei das Dichtelement in einem Ringraum zwischen einem Gehäuse und mindestens einer Schaufelreihe, insbesondere einer Laufschaufelreihe, angeordnet ist und wobei der Ringraum von einem Leckagestrom durchströmt ist, der von einem Hauptstrom abgezweigt ist und nach dem Ringraum an einer Wiedereintrittsstelle in den Hauptstrom zurück mündet. Erfindungsgemäß ist zumindest ein Dichtelement dem Gehäuse zugeordnet und erstreckt sich in Richtung der Schaufelreihe, wobei eine Leckagestelle zwischen dem Dichtelement und der Schaufelreihe im Bereich der Wiedereintrittsstelle des Leckagestroms in den Hauptstrom ausgebildet ist.A gas turbine according to the invention, in particular an aircraft gas turbine, uses at least one such sealing arrangement which has at least one sealing element, wherein the sealing element is arranged in an annular space between a housing and at least one blade row, in particular a blade row, and wherein the annular space flows through a leakage flow, which is branched off from a main stream and flows back into the main stream after the annulus at a reentry point. According to the invention, at least one sealing element is associated with the housing and extends in the direction of the blade row, wherein a leakage point between the sealing element and the blade row is formed in the region of the reentry point of the leakage flow into the main flow.

Sonstige vorteilhafte Ausführungsbeispiele sind Gegenstand weiterer Unteransprüche.Other advantageous embodiments are the subject of further subclaims.

Im Folgenden wird ein bevorzugtes Ausführungsbeispiel der Erfindung anhand einer schematischen Darstellung näher erläutert. Die einzige Figur zeigt eine Prinzipskizze einer erfindungsgemäßen Dichtanordnung im Bereich einer Niederdruckturbine einer Fluggasturbine.In the following, a preferred embodiment of the invention is explained in more detail with reference to a schematic representation. The single FIGURE shows a schematic diagram of a sealing arrangement according to the invention in the region of a low-pressure turbine of an aircraft gas turbine.

Die Figur zeigt eine Fluggasturbine 1 im Bereich einer Anordnung von Leit- und Laufschaufelreihen 2a, 2b, 4 einer Niederdruckturbine mit einer erfindungsgemäßen Dichtanordnung 6. Die dargestellte äußere Dichtanordnung 6, das sogenannte Outer Airseal, bildet eine Labyrinthdichtung, bei der als ringschneidenartige Dichtspitzen (Dichtfins) ausgebildete Dichtelemente 8a, 8b gegen Wabenstrukturen 10 (Honeycombs) laufen, die als Anstreif- oder Einlaufbelag dienen. Die Dichtelemente 8a, 8b sind in einem Ringraum 12 bzw. einer äußeren Kavität zwischen einem Gehäuse 14 und jeweils einer Laufschaufelreihe 4 angeordnet. Der Ringraum 12 ist von einem Leckagestrom 16 durchströmt, der von einem Hauptstrom 18 abgezweigt ist und nach dem Ringraum 12 an einer Wiedereintrittsstelle 20 vor, auf die Laufschaufeln 4 folgenden, Leit- oder Statorschaufeln 2b, in den Hauptstrom 18 zurück mündet. Die Strömungsrichtung der Hauptströmung 18 und der Leckageströmung 16 verläuft in der Figur im Wesentlichen von links nach rechts durch die Anordnung von Leit- und Laufschaufelreihen 2a, 2b, 4.The figure shows an aircraft gas turbine 1 in the area of an arrangement of guide and blade rows 2a . 2 B . 4 a low-pressure turbine with a sealing arrangement according to the invention 6 , The illustrated outer sealing arrangement 6 , the so-called Outer Airseal, forms a labyrinth seal, in which sealing elements formed as ring-like sealing tips (sealing fins) 8a . 8b against honeycomb structures 10 (Honeycombs), which serve as a squint or enema coating. The sealing elements 8a . 8b are in an annulus 12 or an outer cavity between a housing 14 and one row of blades each 4 arranged. The annulus 12 is from a leakage current 16 flows through, that of a main stream 18 is branched off and after the annulus 12 at a reentry point 20 before, on the blades 4 following, guide or stator blades 2 B , in the mainstream 18 flows back. The flow direction of the main flow 18 and the leakage flow 16 runs in the figure essentially from left to right through the arrangement of guide and blade rows 2a . 2 B . 4 ,

Die Dichtanordnung 6 gemäß der Figur weist zwei Dichtelemente 8a, 8b auf, die axial beabstandet zueinander angeordnet sind und sich im Wesentlichen in Umfangsrichtung erstrecken. Alternativ erstreckt sich zumindest ein Dichtelement schräg zu der Längsachse der Fluggastrubine. Jeweils zwei Dichtelemente 8a, 8b sind hierbei einer Schaufelreihe 4 zugeordnet. Die Dichtelemente 8a, 8b sind an dem Gehäuse 14 befestigt und erstrecken sich radial in Richtung der Laufschaufelreihe 4, wobei eine als Leckagespalt 22 ausgebildete Leckagestelle zwischen dem hinteren Dichtelement 8b und der Laufschaufelreihe 4 im Bereich der Wiedereintrittsstelle 20 des Leckagestroms 16 in den Hauptstrom 18 ausgebildet ist. Das vordere Dichtelement 8a bildet mit der Laufschaufelreihe 4 einen vorderen Leckagespalt 24 aus. Dadurch, dass sich der hintere Leckagespalt 22 relativ nahe an der Wiedereintrittsstelle 20 des Leckagestroms 16 in den Hauptstrom 18 befindet, behält der Leckagestrom 16 bis zum Wiedereintritt eine hohe Geschwindigkeit bei, so dass die Geschwindigkeitsgradienten zum relativ schnellen Hauptstrom 18 verringert sind. Aufgrund der Position der hinteren Leckagestelle 22 wird die Leckageströmung 16 bis zum Wiedereintritt in den Hauptstrom 18 eng an der Wabenstruktur 10 entlang geleitet und kann störungsarm, d. h. mit geringerer Wirbelbindung – wie durch die Stromlinie 16 angedeutet-, in den Hauptstrom 18 eingebracht werden. Dies führt insgesamt zu einer Reduktion der Mischungsverluste und einer verbesserten Anströmung der nachfolgenden Schaufelreihe, insbesondere im Wandbereich.The sealing arrangement 6 according to the figure has two sealing elements 8a . 8b on, which are axially spaced from each other and extend substantially in the circumferential direction. Alternatively, at least one sealing element extends obliquely to the longitudinal axis of the Fluggastrubine. Two sealing elements each 8a . 8b are here a row of blades 4 assigned. The sealing elements 8a . 8b are on the case 14 attached and extend radially in the direction of the blade row 4 , where as a leakage gap 22 Trained leakage between the rear sealing element 8b and the blade row 4 in the area of reentry 20 the leakage current 16 in the mainstream 18 is trained. The front sealing element 8a forms with the blade row 4 a front leakage gap 24 out. This causes the rear leakage gap 22 relatively close to the reentry site 20 the leakage current 16 in the mainstream 18 is located, the leakage current retains 16 until reentry at high speed so that the velocity gradients become the relatively fast main flow 18 are reduced. Due to the position of the rear leakage point 22 becomes the leakage flow 16 until re-entry into the main stream 18 close to the honeycomb structure 10 passed along and can be low-interference, ie with less vortex binding - as by the streamline 16 indicated, in the main stream 18 be introduced. Overall, this leads to a reduction of the mixing losses and an improved oncoming flow of the subsequent blade row, in particular in the wall area.

Bei dem dargestellten Ausführungsbeispiel der Erfindung ist der Querschnitt des Ringraums 12 in Richtung des Hauptstroms ausgehend von dem hinteren Dichtelement 8b vergrößert. Die Laufschaufelreihe 4 ist gehäuseseitig mit einem Deckband 26 versehen, auf dem die Wabenstruktur 10 als Anstreif- oder Einlaufbelag vorgesehen ist, die derart ausgebildet ist, dass sich der Ringraum 12 in Richtung des Hauptstroms 15 ausgehend von dem in Strömungsrichtung hinteren Dichtelement 8b vergrößert. Mit anderen Worten – der Anstreif- oder Einlaufbelag 10 ist in Richtung des Hauptstroms 18 ausgehend von dem in Strömungsrichtung hinteren Dichtelement 8b verkleinert. Der Anstreif- oder Einlaufbelag 10 ist stufenförmig ausgebildet und weist umfangsseitige Stufenflächen 28a, 28b auf. Das eintrittsseitige Dichtelement 8a ist der eintrittsseitigen Stufenfläche 28a und das austrittsseitige Dichtelement 8b der austrittsseitigen Stufenfläche 28b zugeordnet. Die Stufenflächen 28a, 28b erstrecken sich parallel zur Längsachse der Fluggasturbine 1, wobei die austrittsseitige Stufenfläche 28b gegenüber der eintrittsseitigen Stufenfläche 28a radial außenliegend angeordnet ist. Alternativ kann der Anstreif- oder Einlaufbelag 10 stufenlos ausgebildet sein, so dass die beiden Stufenflächen 28a, 28b auf einer gemeinsamen Höhe verlaufen. In the illustrated embodiment of the invention is the cross section of the annulus 12 in the direction of the main flow starting from the rear sealing element 8b increased. The blade row 4 is on the housing side with a shroud 26 provided on which the honeycomb structure 10 is provided as a squint or inlet lining, which is designed such that the annulus 12 in the direction of the main stream 15 starting from the rear in the flow direction sealing element 8b increased. In other words - the squint or enamel coating 10 is in the direction of the main stream 18 starting from the rear in the flow direction sealing element 8b reduced. The rubbing or enema coating 10 is stepped and has circumferential step surfaces 28a . 28b on. The inlet-side sealing element 8a is the entry-side step surface 28a and the exit-side sealing element 8b the exit-side step surface 28b assigned. The step surfaces 28a . 28b extend parallel to the longitudinal axis of the aircraft gas turbine 1 , wherein the exit-side step surface 28b opposite the entry-side step surface 28a is arranged radially outboard. Alternatively, the rubbing or enema coating 10 be formed continuously, so that the two step surfaces 28a . 28b on a common height.

Der Anstreif- oder Einlaufbelag 10 ist bei denn dargestellten Ausführungsbeispiel in einem in Strömungsrichtung hinteren Bereich mit einer Abschrägung 30 versehen, die eine in Strömungsrichtung abfallende Schrägfläche 32 aufweist. Die Schrägfläche 32 schließt sich an die austrittsseitige Stufenfläche 28b an, so dass die Leckageströmung 16 bis zum Wiedereintritt in den Hauptstrom 18 eng an dem Anstreif- oder Einlaufbelag 10 entlang geleitet wird. Aufgrund dieser günstigen Formgebung kann die Leckageströmung 16 noch störungsärmer mit weiter verringerter Wirbelbildung in den Hauptstrom 18 eingebracht werden. Die Abschrägung 30 beginnt im Bereich der schaufelseitigen Spitze des hinteren Dichtelements 8b, so dass ein verbesserter, homogener Übergang der Leckageströmung 16 in den Hauptstrom 18 erreicht wird. Vorteilhaft ist es, wenn die Abschrägung 30 einen Winkel α im Bereich von etwa 10 bis 65° zur Längsachse der Gasturbine aufweist. Bei dem dargestellten Ausführungsbeispiel weist die Abschrägung 30 einen Winkel α von etwa 23° zur Längsachse auf.The rubbing or enema coating 10 is in the illustrated embodiment in a rear direction in the flow direction with a chamfer 30 provided, the sloping in the flow direction inclined surface 32 having. The inclined surface 32 joins the exit-side step surface 28b so that the leakage flow 16 until re-entry into the main stream 18 close to the rubbing or enema coating 10 passed along. Due to this favorable shape, the leakage flow 16 even less disturbing with further reduced vortex formation in the main stream 18 be introduced. The bevel 30 begins in the area of the blade-side tip of the rear sealing element 8b , so that an improved, homogeneous transition of the leakage flow 16 in the mainstream 18 is reached. It is advantageous if the bevel 30 an angle α in the range of about 10 to 65 ° to the longitudinal axis of the gas turbine. In the illustrated embodiment, the chamfer 30 an angle α of about 23 ° to the longitudinal axis.

Bei einem nicht dargestellten Ausführungsbeispiel der Erfindung ist zumindest ein Dichtelement 8a, 8b als Bürstendichtung ausgebildet. Ferner sei erwähnt, dass die Dichtanordnung 6 nicht auf die hier beschriebene Anwendung im Niederdruckturbinenbereich beschränkt ist. Die Dichtanordnung 6 kann neben der dargestellten äußeren Dichtanordnung auch als innere Dichtanordnung (Inner Airseal) ausgeführt werden.In an embodiment of the invention, not shown, at least one sealing element 8a . 8b designed as a brush seal. It should also be mentioned that the sealing arrangement 6 is not limited to the application described here in the low-pressure turbine area. The sealing arrangement 6 In addition to the illustrated outer sealing arrangement, it can also be designed as an inner sealing arrangement (Inner Airseal).

Offenbart ist eine Dichtanordnung 6 für eine Gasturbine, insbesondere für eine Fluggasturbine 1, mit zumindest einem Dichtelement 8a, 8b, wobei das Dichtelement 8a, 8b in einem Ringraum 12 zwischen einem Gehäuse 14 und mindestens einer Schaufelreihe 4, insbesondere einer Laufschaufelreihe, angeordnet ist und wobei der Ringraum 12 von einem Leckagestrom 16 durchströmt ist, der von einem Hauptstrom 18 abgezweigt ist und nach dem Ringraum 12 an einer Wiedereintrittsstelle 20 in den Hauptstrom 18 zurück mündet, wobei das zumindest eine Dichtelement 8b dem Gehäuse 14 zugeordnet ist und sich in Richtung der Schaufelreihe 4 erstreckt und eine Leckagestelle 22 zwischen dem Dichtelement 8b und der Schaufelreihe 4 im Bereich der Wiedereintrittsstelle 20 des Leckagestroms 16 in den Hauptstrom 18 angeordnet ist. Weiterhin offenbart ist eine Gasturbine, insbesondere eine Fluggasturbine 1, mit einer derartigen Dichtanordnung 6.Disclosed is a sealing arrangement 6 for a gas turbine, in particular for an aircraft gas turbine 1 , with at least one sealing element 8a . 8b , wherein the sealing element 8a . 8b in an annulus 12 between a housing 14 and at least one row of blades 4 , In particular, a blade row, and wherein the annulus 12 from a leakage current 16 flows through, that of a main stream 18 is branched off and after the annulus 12 at a reentry point 20 in the mainstream 18 flows back, wherein the at least one sealing element 8b the housing 14 is assigned and moving in the direction of the blade row 4 extends and a leakage point 22 between the sealing element 8b and the blade row 4 in the area of reentry 20 the leakage current 16 in the mainstream 18 is arranged. Further disclosed is a gas turbine, in particular an aircraft gas turbine 1 , with such a sealing arrangement 6 ,

BezugszeichenlisteLIST OF REFERENCE NUMBERS

11: FluggasturbineAircraft gas turbine
2a, 2b2a, 2b: Leitschaufelreihevane row
44: LaufschaufelreiheBlade row
66: Dichtanordnungsealing arrangement
8a, 8b8a, 8b: Dichtelementsealing element
1010: Wabenstrukturhoneycomb structure
1212: Ringraumannulus
1414: Gehäusecasing
1616: Leckagestromleakage current
1818: Hauptstrommain power
2020: WiedereintrittsstelleRe-entry point
2222: hinterer Leckagespaltrear leakage gap
2424: vorderer Leckagespaltfront leakage gap
2626: Deckbandshroud
28a, 28b28a, 28b: Stufenflächestep surface
3030: Abschrägungbevel
3232: Schrägflächesloping surface

ZITATE ENTHALTEN IN DER BESCHREIBUNG QUOTES INCLUDE IN THE DESCRIPTION

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Zitierte PatentliteraturCited patent literature

DE 19807247 A1 [0002, 0007]

Claims

Sealing arrangement for a gas turbine ( 1 ), in particular for an aircraft gas turbine ( 1 ), with at least one sealing element ( 8a . 8b ), wherein the sealing element ( 8a . 8b ) in an annulus ( 12 ) between a housing ( 14 ) and at least one row of blades ( 4 ), in particular a blade row, and wherein the annular space ( 12 ) of a leakage current ( 16 ), which flows from a main stream ( 18 ) is branched off and after the annulus ( 12 ) at a reentry point ( 20 ) into the main stream ( 18 ), characterized in that at least one sealing element ( 8b ) the housing ( 14 ) and in the direction of the blade row ( 4 ) and that a leakage point ( 22 ) between the sealing element ( 8b ) and the blade row ( 4 ) in the area of reentry 20 ) of the leakage current ( 18 ) into the main stream ( 18 ) is arranged.

Sealing arrangement according to claim 1, wherein at least one sealing element ( 8b ) in a flow direction with respect to the blade row ( 4 ) rear area on the housing ( 14 ) is arranged.

Sealing arrangement according to claim 1 or 2, wherein the blade row ( 4 ) on the housing side with a shroud ( 26 ) and / or a squint or enema coating ( 10 ) and the shroud ( 26 ) and / or the rubbing or enema coating ( 10 ) in the direction of the main stream ( 18 ) starting from a sealing element ( 8a . 8b ), preferably a downstream sealing element ( 8b ), is reduced.

Sealing arrangement according to claim 3, wherein the shroud ( 26 ) and / or the rubbing or enema coating ( 10 ) in a rear direction in the flow direction at least one bevel ( 30 ) having.

Sealing arrangement according to claim 4, wherein the bevel ( 30 ) steadily in the direction of the main flow ( 18 ), so that at least one sloping in the flow direction inclined surface ( 32 ) is trained.

Sealing arrangement according to one of claims 4 or 5, wherein the bevel ( 30 ) an angle α in the range of about 10 to 65 °, preferably from about 20 to 45 °, to a longitudinal axis of the gas turbine ( 1 ) having.

Sealing arrangement according to one of claims 4 to 6, wherein the bevel ( 30 ) in the region of the tip of a sealing element ( 8b ) begins.

Sealing arrangement according to one of the preceding claims, wherein at least two axially spaced from each other and extending substantially in the circumferential direction, as sealing tips ( 8a . 8b ) formed sealing elements of a blade row ( 4 ) assigned.

Sealing arrangement according to claim 7 and 8, wherein the bevel ( 30 ) in the region of the tip of the downstream sealing element ( 8b ), preferably just after the tip of the rear sealing element ( 8b ) begins.

Sealing arrangement according to one of claims 3 to 9, wherein the shroud ( 26 ) and / or the rubbing or enema coating ( 10 ) is stepped.

Sealing arrangement according to claim 10, wherein the die elements ( 8a . 8b ) each one step surface ( 28a . 28b ) of the shroud ( 26 ) and / or the rubbing or enema coating ( 10 ) assigned.

Gas turbine, in particular aircraft gas turbine ( 1 ), with at least one sealing arrangement ( 6 ), the at least one sealing element ( 8a . 8b ), wherein the sealing element ( 8a . 8b ) in an annulus ( 12 ) between a housing ( 14 ) and at least one row of blades ( 4 ), in particular a blade row, and wherein the annular space ( 12 ) of a leakage current ( 16 ), which flows from a main stream ( 18 ) is branched off and after the annulus ( 12 ) at a reentry point ( 20 ) into the main stream ( 18 ), characterized in that at least one sealing element ( 8b ) the housing ( 14 ) and in the direction of the blade row ( 4 ) and that a leakage point ( 22 ) between the sealing element ( 8b ) and the blade row ( 4 ) in the area of reentry 20 ) of the leakage current ( 16 ) into the main stream ( 18 ) is arranged.