DE102013101902A1

DE102013101902A1 - A rotating turbomachine component having a tip leakage flow guide

Info

Publication number: DE102013101902A1
Application number: DE102013101902A
Authority: DE
Inventors: Ali Sulficker
Original assignee: General Electric Co
Current assignee: General Electric Co
Priority date: 2012-03-01
Filing date: 2013-02-26
Publication date: 2013-09-05
Also published as: JP2013181543A; GB2501169A; US20130230379A1; GB201303700D0; CN103291376A; RU2013108927A

Abstract

Eine rotierende Turbomaschinenkomponente enthält einen Basisabschnitt und einen sich aus dem Basisabschnitt erstreckenden Schaufelblattabschnitt. Der Schaufelblattabschnitt enthält ein mit dem Basisabschnitt verbundenes erstes Ende und einen Spitzenendabschnitt, der einseitig von dem Basisabschnitt gelagert wird. Eine Spitzenleckagenströmungsführung wird an dem Spitzenendabschnitt des Schaufelblattabschnittes bereitgestellt. Die Spitzenleckagenströmungsführung enthält eine oder mehrere Umlenkleitelemente, die dafür eingerichtet und angeordnet sind, eine Leckagenströmung von dem Spitzenendabschnitt in einem Strömungswinkel zu führen, der im Wesentlichen mit einem Strömungswinkel von Gasen zusammenfällt, die stromabwärts von der rotierenden Turbomaschinenkomponente weg strömen.A rotating turbomachine component includes a base portion and an airfoil portion extending from the base portion. The airfoil portion includes a first end connected to the base portion and a tip end portion which is cantilevered from the base portion. A tip leakage flow guide is provided at the tip end portion of the airfoil portion. The tip leakage flow guide includes one or more diverter vanes configured and arranged to direct leakage flow from the tip end portion at a flow angle that substantially coincides with a flow angle of gases flowing downstream from the rotating turbomachine component.

Description

Hintergrund der Erfindung Background of the invention

Der Gegenstand der Erfindung liegt auf dem Gebiet von Turbomaschinen und insbesondere einer rotierende Turbomaschinenkomponente mit einer Spitzenleckagenströmungsführung. The subject of the invention is in the field of turbomachinery and in particular a rotating turbomachine component having a tip leak flow guide.

Viele Turbomaschinen enthalten einen Verdichterabschnitt, der mit einem Turbinenabschnitt über eine gemeinsame Verdichter/Turbinen-Welle oder Rotor und eine Brenneranordnung verbunden ist. Der Verdichterabschnitt führt eine verdichtete Luftströmung durch eine Anzahl aufeinanderfolgender Stufen zu der Brenneranordnung. In der Brenneranordnung vermischt sich die verdichtete Luftströmung mit einem Brennstoff, um ein brennbares Gemisch auszubilden. Das brennbare Gemisch wird in der Brenneranordnung zur Erzeugung heißer Gase verbrannt. Die heißen Gase werden dem Turbinenabschnitt über ein Übergangsstück zugeführt. Die heißen Gase expandieren durch die rotierenden Turbinenlaufschaufeln der Turbine, um Arbeit zu erzeugen, die beispielsweise zum Antrieb eines Generators, einer Pumpe oder zur Lieferung von Kraft an ein Fahrzeug ausgegeben wird. Zusätzlich zur Lieferung von verdichteter Luft für die Verbrennung wird ein Teil des verdichteten Luftstroms für Kühlungszwecke durch den Turbinenabschnitt geleitet. Many turbomachinery include a compressor section connected to a turbine section via a common compressor / turbine shaft or rotor and a burner assembly. The compressor section directs a compressed air flow through a number of successive stages to the burner assembly. In the burner assembly, the compressed air flow mixes with a fuel to form a combustible mixture. The combustible mixture is burned in the burner assembly to produce hot gases. The hot gases are fed to the turbine section via a transition piece. The hot gases expand through the rotating turbine blades of the turbine to produce work that is output, for example, to drive a generator, a pump or to supply power to a vehicle. In addition to providing compressed air for combustion, a portion of the compressed air stream is directed through the turbine section for cooling purposes.

In einigen Fällen lecken oder passieren die sich durch den Turbinenabschnitt expandierenden heißen Gase über Spitzenendabschnitte der Turbinenlaufschaufeln. Um die Leckage zu verringern, halten die Hersteller enge Abstände zwischen den Spitzenendabschnitten und den stationären Komponenten der Turbomaschine ein. Im Allgemeinen sind Dichtungen auf der stationären Komponente oder dem Turbinendeckband vorgesehen. Obwohl sie wirksam sind, verhindern bestehende Dichtungen immer noch nicht vollständig, dass ein Teil der heißen Gase oder der Leckagegase den Spitzenendabschnitt passiert. Der durch die Dichtungen aufgebaute enge Abstand bewirkt, dass die Leckagegase in einem Winkel austreten, der im Wesentlichen parallel zu einer durch den Turbomaschinenrotor definierten Achse ist. Im Gegensatz dazu verlassen entlang des Gaspfades strömende heiße Gase die Rotorlaufschaufeln in einem Winkel. Wechselwirkungen zwischen den Leckagegasen und den entlang des Gaspfades strömenden heißen Gasen erzeugen lokalisierte Druckabfälle, die einen negativen Einfluss auf das Betriebsverhalten einer Turbomaschine haben. In some cases, the hot gases that expand through the turbine section leak or pass over tip end portions of the turbine blades. To reduce leakage, manufacturers keep close spaces between the tip end sections and the turbomachine stationary components. In general, seals are provided on the stationary component or the turbine shroud. Although effective, existing gaskets still do not completely prevent some of the hot gases or leakage gases from passing the tip end portion. The close spacing established by the seals causes the leakage gases to exit at an angle substantially parallel to an axis defined by the turbomachine rotor. In contrast, hot gases flowing along the gas path leave the rotor blades at an angle. Interactions between the leakage gases and the hot gases flowing along the gas path create localized pressure drops that have a negative impact on the performance of a turbomachine.

Kurzbeschreibung der Erfindung Brief description of the invention

Gemäß einem Aspekt der exemplarischen Ausführungsform weist eine rotierende Turbomaschinenkomponente einen Basisabschnitt und einen sich aus dem Basisabschnitt erstreckenden Schaufelblattabschnitt auf. Der Schaufelblattabschnitt enthält einen Basisabschnitt und einen Spitzenendabschnitt, der einseitig von dem Basisabschnitt gelagert wird. An dem Spitzenendabschnitt des Schaufelblattabschnittes wird eine Spitzenleckagenströmungsführung geschaffen. Die Spitzenleckagenströmungsführung enthält eine oder mehrere Umlenkleitelemente, die dafür eingerichtet und angeordnet sind, eine Leckagenströmung von dem Spitzenendabschnitt in einem Strömungswinkel zu führen, der im Wesentlichen mit einem Strömungswinkel von Gasen zusammenfällt, die stromabwärts von der rotierenden Turbomaschinenkomponente weg strömen. In one aspect of the exemplary embodiment, a rotating turbomachine component includes a base portion and an airfoil portion extending from the base portion. The airfoil portion includes a base portion and a tip end portion that is cantilevered from the base portion. At the tip end portion of the airfoil portion, a tip leakage flow guide is provided. The tip leakage flow guide includes one or more diverter vanes configured and arranged to direct leakage flow from the tip end portion at a flow angle that substantially coincides with a flow angle of gases flowing downstream from the rotating turbomachine component.

Gemäß einem weiteren Aspekt der exemplarischen Ausführungsform beinhaltet ein Verfahren zum Betreiben einer Turbomaschine die Weiterleitung heißer Gase aus einer Brenneranordnung zu mehreren Schaufeln, die Führung der heißen Gase auf die mehreren Schaufeln, die die heißen Gase stromabwärts in Bezug auf die mehreren Schaufeln entlang eines Gaspfades in einem ersten Strömungswinkel ausrichten, die Weiterleitung eines Teils der heißen Gase über einen Spitzenendabschnitt der mehreren Schaufeln in einem zweiten Strömungswinkel, und die Führung des Teils der heißen Gase von dem Spitzenendabschnitt der mehreren Schaufeln in einem dritten Strömungswinkel, der im Wesentlichen mit dem ersten Winkel zusammenfällt. According to another aspect of the exemplary embodiment, a method of operating a turbomachine includes passing hot gases from one burner assembly to a plurality of blades, directing the hot gases toward the plurality of blades carrying the hot gases downstream relative to the plurality of blades along a gas path directing a portion of the hot gases across a tip end portion of the plurality of blades at a second flow angle, and directing the portion of the hot gases from the tip end portion of the plurality of blades at a third flow angle substantially coincident with the first angle ,

Gemäß noch einem weiteren Aspekt der exemplarischen Ausführungsform enthält eine Turbomaschine einen Verdichterabschnitt, eine Brenneranordnung, die fluidmäßig den Verdichterabschnitt und einem Turbinenabschnitt verbindet, der mechanisch mit dem Verdichterabschnitt gekoppelt und fluidmäßig mit dem Brennerabschnitt verbunden ist. Der Turbinenabschnitt enthält eine rotierende Komponente mit einem Basisabschnitt und einem sich aus dem Basisabschnitt erstreckenden Schaufelblattabschnitt. Der Schaufelblattabschnitt enthält ein mit dem Basisabschnitt verbundenes erstes Ende und einem Spitzenendabschnitt, der von dem Basisabschnitt einseitig gelagert wird. Eine Spitzenleckagenströmungsführung wird an dem Spitzenendabschnitt des Schaufelblattabschnittes bereitgestellt. Die Spitzenleckagenströmungsführung enthält eine oder mehrere Umlenkleitelemente, die dafür eingerichtet und angeordnet sind, eine Leckagenströmung von dem Spitzenendabschnitt in einem Strömungswinkel zu führen, der im Wesentlichen mit einem Strömungswinkel von Gasen zusammenfällt, die stromabwärts von der rotierenden Turbomaschinenkomponente weg strömen. Ein Umlenkleitelement-Unterstützungselement ist an dem Spitzenendabschnitt positioniert. Das Umlenkleitelement-Unterstützungselement enthält ein stromaufwärts liegendes Ende und ein stromabwärts liegendes Ende. Das eine oder die mehreren Umlenkleitelemente stehen aus dem Umlenkleitelement-Unterstützungselement nach außen vor. In yet another aspect of the exemplary embodiment, a turbomachine includes a compressor section, a burner assembly that fluidly connects the compressor section and a turbine section mechanically coupled to the compressor section and fluidly connected to the combustor section. The turbine section includes a rotating component having a base portion and an airfoil portion extending from the base portion. The airfoil portion includes a first end connected to the base portion and a tip end portion cantilevered from the base portion. A tip leakage flow guide is provided at the tip end portion of the airfoil portion. The tip leakage flow guide includes one or more diverter vanes configured and arranged to direct leakage flow from the tip end portion at a flow angle that substantially coincides with a flow angle of gases flowing downstream from the rotating turbomachine component. A baffle support member is positioned at the tip end portion. The diverter element support member includes an upstream end and a downstream end. The one or more Umlenkleitelemente stand out of the Deflecting element support element outwards.

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

Kurzbeschreibung der Zeichnungen Brief description of the drawings

Der als die Erfindung betrachtete Erfindungsgegenstand, wird insbesondere in den Ansprüchen am Schluss der Patentschrift dargestellt und eindeutig beansprucht. Die vorstehenden und weitere Aufgaben, Merkmale und Vorteile der Erfindung werden aus der nachstehenden detaillierten Beschreibung in Verbindung mit den beigefügten Zeichnungen ersichtlich, in welchen: The subject of the invention considered as the invention is particularly shown in the claims at the end of the patent and clearly claimed. The above and other objects, features and advantages of the invention will be apparent from the following detailed description taken in conjunction with the accompanying drawings, in which:

1 eine schematische Ansicht einer Turbomaschine mit einer Spitzenleckagenströmungsführung gemäß einer exemplarischen Ausführungsform ist; 1 FIG. 3 is a schematic view of a turbomachine having a tip leak flow guide according to an exemplary embodiment; FIG.

2 eine Teilquerschnittsansicht der Turbomaschine von 1 ist; 2 a partial cross-sectional view of the turbomachine of 1 is;

3 eine Detailansicht einer rotierenden Komponente der Turbomaschine von 1 ist, die eine Spitzenleckagenströmungsführung gemäß einer exemplarischen Ausführungsform enthält; 3 a detailed view of a rotating component of the turbomachine of 1 10, which includes a tip leakage flow guide according to an exemplary embodiment;

4 eine perspektivische Ansicht der Spitzenleckagenströmungsführung von 3 mit mehreren Umlenkleitelementen gemäß einem Aspekt der exemplarischen Ausführungsform ist; 4 a perspective view of the tip leakage flow guide of 3 with multiple diverter vanes according to one aspect of the exemplary embodiment;

5 eine perspektivische Ansicht der Spitzenleckagenströmungsführung von 3 mit mehreren Umlenkleitelementen gemäß einem weiteren Aspekt der exemplarischen Ausführungsform ist; und 5 a perspective view of the tip leakage flow guide of 3 with multiple diverter vanes according to another aspect of the exemplary embodiment; and

6 eine perspektivische Ansicht der Spitzenleckagenströmungsführung von 3 mit mehreren Umlenkleitelementen gemäß noch einem weiteren Aspekt der exemplarischen Ausführungsform ist. 6 a perspective view of the tip leakage flow guide of 3 with a plurality of diverter elements according to yet another aspect of the exemplary embodiment.

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

Detaillierte Beschreibung der Erfindung Detailed description of the invention

In 1 und 2 ist eine gemäß einer exemplarischen Ausführungsform aufgebaute Turbomaschine insgesamt bei 2 dargestellt. Die Turbomaschine 2 enthält einen funktionell mit einem Turbinenabschnitt 2 verbundenen Verdichterabschnitt 4. Eine Brenneranordnung 8 ist fluidmäßig mit dem Verdichterabschnitt 4 und dem Turbinenabschnitt 6 verbunden. Die Brenneranordnung 8 ist aus mehreren in Umfangsrichtung in Abstand angeordneten Brennern ausgebildet, wovon einer bei 10 dargestellt ist. Natürlich dürfte es sich verstehen, dass die Brenneranordnung 8 weitere Anordnungen von Brennern enthalten könnte. Der Verdichterabschnitt 4 ist auch mit dem Turbinenabschnitt 6 über eine gemeinsame Verdichter/Turbinen-Welle 12 gekoppelt. Bei dieser Anordnung liefert der Verdichterabschnitt 4 verdichtete Luft an die Brenneranordnung 8. Die verdichtete Luft mischt sich mit einem brennbaren Fluid zum Erzeugen eines brennbaren Gemisches. Das brennbare Gemisch wird in dem Brenner 10 zum Erzeugen von Verbrennungsprodukten verbrannt, die über ein (nicht dargestelltes) Übergangsstück an den Turbinenabschnitt 6 geliefert werden. Die Verbrennungsprodukte expandieren entlang eines Gaspfades 18 des Turbinenabschnittes 6, um beispielsweise einen Generator, eine Pumpe oder ein Fahrzeug oder dergleichen (ebenfalls nicht dargestellt) anzutreiben. In 1 and 2 a turbomachine constructed according to an exemplary embodiment is included in total 2 shown. The turbo machine 2 contains a functional with a turbine section 2 connected compressor section 4 , A burner arrangement 8th is fluid with the compressor section 4 and the turbine section 6 connected. The burner assembly 8th is formed of a plurality of circumferentially spaced apart burners, one of which at 10 is shown. Of course, it should be understood that the burner assembly 8th could contain further arrangements of burners. The compressor section 4 is also with the turbine section 6 via a common compressor / turbine shaft 12 coupled. With this arrangement, the compressor section provides 4 compressed air to the burner assembly 8th , The compressed air mixes with a combustible fluid to produce a combustible mixture. The combustible mixture is in the burner 10 combusted to produce combustion products via a transition piece (not shown) to the turbine section 6 to be delivered. The combustion products expand along a gas path 18 of the turbine section 6 for example, to drive a generator, a pump or a vehicle or the like (also not shown).

In der dargestellten exemplarischen Ausführungsform enthält der Turbinenabschnitt 6 ein Gehäuse 19, das eine erste Stufe 20 und eine zweite Stufe 21, die einen Gaspfad 18 definieren, umschließt. Die erste Stufe 20 enthält mehrere Statoren oder Leitapparate der ersten Stufe, wovon eine bei 30 dargestellt ist, die an dem Turbinengehäuse 19 über eine Leitapparatplattform 31 abgestützt ist. Die erste Stufe 20 enthält auch mehrere Schaufeln oder Laufschaufeln der ersten Stufe, wovon eine bei 32 auf einem Rotorrad 34 der erste Stufe montiert dargestellt ist. Die Laufschaufeln 32 sind von einem stationären Deckbandelement 35 in Abstand angeordnet. Die Laufschaufeln 32 enthalten einen Basisabschnitt 38 und einen Schaufelblattabschnitt 40. Der Schaufelblattabschnitt 40 enthält ein mit dem Basisabschnitt 38 verbundenes erstes Ende 42, und ein zweites Ende oder einen Spitzenendabschnitt 44, der von dem stationären Deckbandelement 35 in Abstand angeordnet ist. Die zweite Stufe 21 enthält mehrere Statoren oder Leitapparate der zweiten Stufe, wovon eine bei 48 gegenüber dem Turbinengehäuse 19 durch eine Leitapparatplattform 49 abgestützt dargestellt ist. Die zweite Stufe 21 enthält auch mehrere Schaufeln oder Laufschaufeln der zweiten Stufe, wovon eine bei 50 dargestellt ist. An diesem Punkt dürfte es sich verstehen, dass die Anzahl der Stufen in dem Turbinenabschnitt 6 variieren könnte. In the illustrated exemplary embodiment, the turbine section includes 6 a housing 19 that is a first step 20 and a second stage 21 that have a gas path 18 define, encloses. The first stage 20 contains several stators or first-stage nozzles, one of which 30 shown on the turbine housing 19 via a diffuser platform 31 is supported. The first stage 20 Also includes several blades or blades of the first stage, one of which at 32 on a rotor wheel 34 the first stage is shown mounted. The blades 32 are from a stationary shroud element 35 spaced apart. The blades 32 contain a base section 38 and an airfoil section 40 , The airfoil section 40 includes one with the base section 38 connected first end 42 , and a second end or tip end portion 44 that of the stationary shroud element 35 is spaced apart. The second stage 21 contains several stators or second-stage nozzles, one of which 48 opposite the turbine housing 19 through a nozzle platform 49 is shown supported. The second stage 21 Also contains several blades or blades of the second stage, one of which at 50 is shown. At this point, it should be understood that the number of stages in the turbine section 6 could vary.

Gemäß einer exemplarischen Ausführungsform enthält die Turbomaschine 2 eine Spitzenleckagenströmungsführung 60, die eine Spitzenabschnitte der Laufschaufeln 32 passierende Spitzenleckagenströmung konditioniert. Wie es am besten in 3 dargestellt ist, enthält die Spitzenleckagenströmungsführung 60 ein Umlenkleitelement-Unterstützungselement 64, das an dem Spitzenendabschnitt 44 der Laufschaufel 32 befestigt ist. Das Umlenkleitelement-Unterstützungselement 64 enthält ein stromaufwärts liegendes Ende 66, das sich über eine im Wesentlichen ebene Oberfläche 70 zu einem stromabwärts liegenden Ende 68 hin erstreckt. Ein Dichtungselement 74 erstreckt sich aus der im Wesentlichen ebenen Oberfläche 70 in eine (nicht getrennt bezeichnete) Tasche des stationären Deckbandelementes 35. Das Dichtungselement 74 begrenzt die aus dem Gaspfad 18 über den Spitzenendabschnitt 44 der Laufschaufeln 36 verlaufende Strömung. Jedoch strömt, zwar reduziert, ein Teil der Leckagenströmung trotz des Vorhandenseins des Dichtungselementes 74 über den Spitzenendabschnitt 44. Um Verluste in Verbindung mit der Leckagenströmung zu reduzieren, sind ein oder mehrere Umlenkleitelemente 80 auf dem Umlenkleitelement-Unterstützungselement 64 positioniert. In dem dargestellten exemplarischen Aspekt ist das Umlenkleitelement 80 angrenzend an das stromabwärts liegende Ende 68 angeordnet. Das Umlenkleitelement 80 verändert einen Strömungspfad der Leckagenströmung. According to an exemplary embodiment, the turbomachine includes 2 a tip leakage flow guide 60 holding a tip sections of the blades 32 passing peak leakage flow conditioned. As it is best in 3 includes the tip leakage flow guide 60 a deflecting element supporting element 64 at the tip end section 44 the blade 32 is attached. The deflecting guide supporting element 64 contains one upstream end 66 that extends over a substantially flat surface 70 to a downstream end 68 extends. A sealing element 74 extends from the substantially flat surface 70 in a (not separately designated) pocket of the stationary shroud element 35 , The sealing element 74 limits those from the gas path 18 over the top end section 44 the blades 36 running flow. However, although reduced, part of the leakage flow flows despite the presence of the seal member 74 over the top end section 44 , In order to reduce losses associated with the leakage flow, one or more diverter elements are provided 80 on the deflecting element supporting element 64 positioned. In the illustrated exemplary aspect, the redirecting element is 80 adjacent to the downstream end 68 arranged. The deflecting element 80 changes a flow path of the leakage flow.

Verbrennungsgase strömen entlang des Gaspfades 18 und passieren die Leitapparate 30 und werden zu Laufschaufeln 32 geführt. Eine erste oder Hauptströmung 85 passiert die Leitschaufeln 32 und eine zweite oder Leckagenströmung 88 passiert den Spitzenendabschnitt 44 entlang des Gaspfades 18. Die Hauptströmung 85 strömt in einem ersten Strömungswinkel als Folge von Wechselwirkungen mit der Laufschaufel 36. Die Leckagenströmung 88 strömt in einem zweiten Strömungswinkel, der sich von dem ersten Strömungswinkel unterscheidet, und welcher im Wesentlichen parallel zur Welle 12 verläuft. Das Umlenkleitelement 80 ist dafür eingerichtet, die den Spitzenendabschnitt 44 verlassende Leckagenströmung zu konditionieren oder umzulenken, um eine umgelenkte Strömung 91 zu erzeugen, die zum Gaspfad 18 in einem dritten Strömungswinkel zurückkehrt, der im Wesentlichen mit dem ersten Strömungswinkel der stromabwärts von den Laufschaufeln 32 strömenden Hauptströmung 85 übereinstimmt. Durch Angleichen des dritten Strömungswinkels an den ersten Strömungswinkel werden unerwünschte Wechselwirkungen zwischen der umgelenkten Strömung 91 und der Hauptströmung 85 reduziert. Auf diese Weise reduziert das Umlenkleitelement 80 Verluste in dem Turbinenabschnitt 6 in Verbindung mit Druckschwankungen entlang des Gaspfades 18, die sich aus unerwünschten Wechselwirkungen zwischen der Leckagenströmung 88 und der Hauptströmung 85 ergeben. In dem Falle, dass die Leitapparate 30 einen Teil einer (nicht getrennt bezeichneten) letzten Stufe des Turbinenabschnittes 6 ausbilden, kann das Umlenkleitelement 80 so eingerichtet sein, dass es die Leckagenströmungsgase in einen Winkel führt, der im Wesentlichen den Strömungswinkel der stromabwärts zu einem und entlang eines (nicht dargestellten) radialen Diffusionsabschnittes eines Turbinenabschnittes 6 strömt, um somit die Druckerholung zu verbessern. Combustion gases flow along the gas path 18 and pass the diffusers 30 and become blades 32 guided. A first or mainstream 85 happens the vanes 32 and a second or leakage flow 88 passes the top end section 44 along the gas path 18 , The mainstream 85 flows at a first flow angle as a result of interactions with the blade 36 , The leakage flow 88 flows at a second flow angle different from the first flow angle and which is substantially parallel to the shaft 12 runs. The deflecting element 80 is set up for the top end section 44 conditioning or diverting leakage flow to a deflected flow 91 to generate the gas path 18 at a third flow angle substantially equal to the first flow angle of the downstream of the blades 32 flowing mainstream 85 matches. By matching the third flow angle to the first flow angle, undesirable interactions between the deflected flow become 91 and the mainstream 85 reduced. In this way reduces the deflecting 80 Losses in the turbine section 6 in connection with pressure fluctuations along the gas path 18 arising from unwanted interactions between the leakage flow 88 and the mainstream 85 result. In the event that the diffusers 30 a portion of a (not separately designated) last stage of the turbine section 6 form, the Umlenkleitelement 80 be configured to angle the leakage flow gases, substantially the flow angle of the downstream to and along a radial diffusion section (not shown) of a turbine section 6 flows, thus improving the pressure recovery.

Gemäß einem Aspekt der in 4 dargestellten exemplarischen Ausführungsform nimmt das Umlenkleitelement 80 die Form mehrerer im Wesentlichen geradliniger Leitelemente 97 an. Jedes Leitelement 97 enthält ein erstes Ende 99 und ein zweites Ende 100. Das zweite Ende 100 ist in Bezug auf das erste Ende 99 so versetzt, dass die Leitelemente 97 beispielsweise in Bezug auf die Welle 12 in einem Winkel angeordnet sind. Insbesondere sind die Leitelemente 97 so in einem Winkel angeordnet, dass sie einem Schaufelblattprofil 102 des Schaufelblattabschnittes 40 entsprechen. Gemäß einem Aspekt der exemplarischen Ausführungsform ist der Winkel der Leitelemente 97 im Wesentlichen gleich oder ±30° des Hinterkantenwinkels θ des Schaufelblattprofils 102. 5 stellt Umlenkleitelemente 106 gemäß einem weiteren Aspekt der exemplarischen Ausführungsform dar. Die Umlenkleitelemente 106 nehmen die Form mehrerer gebogener Leitelemente 110 mit einer ersten und zweiten gebogenen Oberfläche 112 und 113 an. In ähnlicher Weise wie vorstehend beschrieben sind die Leitelemente 110 so im Winkel angeordnet, dass sie einem Schaufelblattprofil 102 des Schaufelblattabschnittes 40 entsprechen. Gemäß einem Aspekt der exemplarischen Ausführungsform ist der Winkel der Leitelemente 110 im Wesentlichen gleich oder ±30° von einem Hinterkantenwinkel θ des Schaufelblattprofils 102. 6 stellt Umlenkleitelemente 117 gemäß noch einem weiteren Aspekt der exemplarischen Ausführungsform dar. Die Umlenkleitelemente 117 nehmen die Form komplexer geometrischer Leitelemente 21 an. Komplexe geometrische Leitelemente 121 enthalten ein erstes Leitelement 123 und ein zweites Leitelement 124. Das erste Leitelement 123 enthält einen ersten Endabschnitt 126, der sich zu einem zweiten Endabschnitt 127 erstreckt. Das zweite Leitelement 124 enthält einen ersten Endabschnitt 129, der sich vom zweiten Endabschnitt 127 des ersten Leitelementes 123 zu einem zweiten Endabschnitt 130 erstreckt. Der zweite Endabschnitt 130 ist in Bezug auf den ersten Endabschnitt 126 des ersten Leitelementes 123 versetzt und so im Winkel angeordnet, dass er im Wesentlichen einem Schaufelblattprofil 102 des Schaufelblattabschnittes 40 entspricht. Gemäß einem Aspekt der exemplarischen Ausführungsform ist der Winkel des zweiten Endabschnittes 130 im Wesentlichen gleich oder ±30° des Hinterkantenwinkels θ des Schaufelblattprofils 102. Unabhängig von der Form konditionieren die Umlenkleitelemente den Leckagenstrom, dass er in den Gaspfad in einem Winkel zurückkehrt, der im Wesentlichen mit der Hauptströmung zusammenfällt, unerwünschte Wechselwirkungen zu reduzieren. According to one aspect of the in 4 illustrated exemplary embodiment takes the Umlenkleitelement 80 the shape of several substantially rectilinear vanes 97 at. Each guide element 97 contains a first end 99 and a second end 100 , The second end 100 is in relation to the first end 99 so offset that the guiding elements 97 for example, in relation to the wave 12 are arranged at an angle. In particular, the guide elements 97 so arranged at an angle that they are an airfoil profile 102 of the airfoil section 40 correspond. In one aspect of the exemplary embodiment, the angle of the vanes is 97 substantially equal to or ± 30 ° of the trailing edge angle θ of the airfoil profile 102 , 5 provides deflecting elements 106 According to another aspect of the exemplary embodiment. The deflecting elements 106 take the form of several curved vanes 110 with a first and second curved surface 112 and 113 at. In a similar manner as described above are the guiding elements 110 arranged so that they are an airfoil profile 102 of the airfoil section 40 correspond. In one aspect of the exemplary embodiment, the angle of the vanes is 110 substantially equal to or ± 30 ° from a trailing edge angle θ of the airfoil profile 102 , 6 provides deflecting elements 117 According to yet another aspect of the exemplary embodiment. The Umlenkleitelemente 117 take the form of complex geometric guide elements 21 at. Complex geometric guide elements 121 contain a first guide element 123 and a second guide element 124 , The first guiding element 123 contains a first end section 126 leading to a second end section 127 extends. The second guiding element 124 contains a first end section 129 that extends from the second end section 127 of the first guide element 123 to a second end portion 130 extends. The second end section 130 is with respect to the first end portion 126 of the first guide element 123 offset and arranged so that it is essentially an airfoil profile 102 of the airfoil section 40 equivalent. In one aspect of the exemplary embodiment, the angle of the second end portion is 130 substantially equal to or ± 30 ° of the trailing edge angle θ of the airfoil profile 102 , Regardless of the shape, the baffles condition the leakage stream to return to the gas path at an angle substantially coincident with the main flow to reduce undesirable interactions.

An diesem Punkt dürfte es sich verstehen, dass die exemplarischen Ausführungsformen ein System zum Umlenken einer Spitzenleckagenströmung zurück in den Gaspfad bereitstellen, um unerwünschte Wechselwirkungen mit der Hauptströmung zu reduzieren. Die Reduzierung unerwünschter Wechselwirkungen mit der Hauptströmung führt zu einer Reduzierung in Druckverlusten, die das Turbinenbetriebsverhalten verschlechtern können. Es dürfte sich auch verstehen, dass, obwohl sie in Verbindung mit einer Gasturbomaschine dargestellt wurden, die exemplarischen Ausführungsformen auch in einer Dampfturbomaschine angewendet werden könnten. At this point, it should be understood that the exemplary embodiments provide a system for redirecting peak leakage flow back into the gas path to reduce undesirable interactions with the main flow. The reduction of unwanted interactions with the main flow results in a reduction in pressure losses that can degrade turbine performance. It should also be understood that while illustrated in conjunction with a gas turbine engine, the exemplary embodiments could be applied to a steam turbine engine as well.

Obwohl die Erfindung in Verbindung mit nur einer eingeschränkten Anzahl von Ausführungsformen detailliert beschrieben wurde, dürfte es sich ohne Weiteres verstehen, dass die Erfindung nicht auf derartige offengelegte Ausführungsformen beschränkt ist. Stattdessen kann die Erfindung modifiziert werden, so dass sie eine beliebige Anzahl von bisher nicht beschriebenen Varianten, Änderungen, Ersetzungen oder äquivalenten Anordnungen enthält, die aber dem Erfindungsgedanken und Schutzumfang der Erfindung entsprechen. Zusätzlich dürfte es sich, obwohl verschiedene Ausführungsformen der Erfindung beschrieben wurden, verstehen, dass Aspekte der Erfindung nur einige von den beschriebenen Ausführungsformen enthalten können. Demzufolge ist die Erfindung nicht als durch die Beschreibung eingeschränkt zu betrachten, sondern ist nur durch den Schutzumfang der beigefügten Ansprüche beschränkt. Although the invention has been described in detail in connection with only a limited number of embodiments, it should be readily understood that the invention is not limited to such disclosed embodiments. Rather, the invention may be modified to include any number of variations, alterations, substitutions, or equivalent arrangements not heretofore described, which are within the spirit and scope of the invention. In addition, while various embodiments of the invention have been described, it should be understood that aspects of the invention may only include some of the described embodiments. Accordingly, the invention should not be considered as limited by the description, but is limited only by the scope of the appended claims.

Eine rotierende Turbomaschinenkomponente enthält einen Basisabschnitt und einen sich aus dem Basisabschnitt erstreckenden Schaufelblattabschnitt. Der Schaufelblattabschnitt enthält ein mit dem Basisabschnitt verbundenes erstes Ende und einen Spitzenendabschnitt, der einseitig von dem Basisabschnitt gelagert wird. Eine Spitzenleckagenströmungsführung wird an dem Spitzenendabschnitt des Schaufelblattabschnittes bereitgestellt. Die Spitzenleckagenströmungsführung enthält eine oder mehrere Umlenkleitelemente, die dafür eingerichtet und angeordnet sind, eine Leckagenströmung von dem Spitzenendabschnitt in einem Strömungswinkel zu führen, der im Wesentlichen mit einem Strömungswinkel von Gasen zusammenfällt, die stromabwärts von der rotierenden Turbomaschinenkomponente weg strömen. A rotating turbomachine component includes a base portion and an airfoil portion extending from the base portion. The airfoil portion includes a first end connected to the base portion and a tip end portion which is cantilevered from the base portion. A tip leakage flow guide is provided at the tip end portion of the airfoil portion. The tip leakage flow guide includes one or more diverter vanes configured and arranged to direct leakage flow from the tip end portion at a flow angle that substantially coincides with a flow angle of gases flowing downstream from the rotating turbomachine component.

BezugszeichenlisteLIST OF REFERENCE NUMBERS

22: Turbomaschine turbomachinery
44: Verdichterabschnitt compressor section
66: Turbinenabschnitt turbine section
88th: Brenneranordnung burner arrangement
1010: mehrere in Umfangsrichtung in Abstand angeordnete Brennera plurality of circumferentially spaced apart burners
1212: Verdichter/Turbinen-Welle Compressor / turbine shaft
1818: Gaspfad gas path
1919: Gehäuse casing
2020: erste Stufe first stage
2121: zweite Stufe second step
3030: Statoren oder Leitapparate der ersten Stufe Stators or nozzles of the first stage
3131: Leitapparatplattform Leitapparatplattform
3232: Schaufeln oder Laufschaufeln der ersten Stufe Blades or buckets of the first stage
3434: Rotorrad der ersten Stufe Rotor wheel of the first stage
3838: Basisabschnitt base section
4040: Schaufelblattabschnitt Aerofoil section
4242: erstes Ende first end
4444: zweites Ende oder Spitzenendabschnitt second end or top end section
4848: Statoren oder Leitapparate der zweiten Stufe Stators or nozzles of the second stage
4949: Leitapparatplattform Leitapparatplattform
5050: Schaufeln oder Laufschaufeln der zweiten Stufe Blades or blades of the second stage
6060: Spitzenleckagenströmungsführung Tip leakage flow guide
6464: Umlenkleitelement-Unterstützungselement Umlenkleitelement support element
6666: stromaufwärts liegendes Ende upstream end
6868: stromabwärts liegendes Ende downstream end
7070: im Wesentlichen ebene Oberfläche essentially flat surface
7474: Dichtungselement sealing element
8080: Leitelemente baffles
8585: erste oder Hauptströmung first or mainstream
8888: zweite oder Leckagenströmung second or leakage flow
8888: Leckagenströmung leakage flow
9191: umgelenkte Strömung diverted flow
9797: mehrere im Wesentlichen geradlinige Leitelemente a plurality of substantially linear guide elements
9999: erstes Ende first end
100100: zweites Ende second end
102102: Schaufelblattprofil Blade profile
106106: Umlenkleitelemente Umlenkleitelemente
110110: Mehrere gebogene Leitelemente Several curved guide elements
112112: Erste gebogene Oberfläche First curved surface
113113: zweite gebogene Oberfläche second curved surface
117117: Umlenkleitelemente Umlenkleitelemente
121121: komplexe geometrische Leitelemente complex geometric guide elements
123123: erstes Leitelement first guiding element
124124: zweites Leitelement second guide element
126126: erster Endabschnitt first end section
127127: zweiter Endabschnitt second end section
129129: erster Endabschnitt first end section
130130: zweiter Endabschnitt second end section

Claims

A rotating turbomachine component, comprising: a base portion; an airfoil portion extending from the base portion, the airfoil portion including a first end connected to the base portion and a tip end portion cantilevered from the base portion and a tip leakage flow guide provided at the tip end portion of the airfoil portion, wherein the tip leakage flow guide is one or more Includes deflecting elements that are set up and arranged are to guide leakage flow from the tip end portion at a flow angle that substantially coincides with a flow angle of gases flowing downstream from the rotating turbomachine component.

The rotary turbomachine component of claim 1, further comprising: a diverter element support member positioned at the tip end portion, the diverter element support member having an upstream end and a downstream end, each projecting from the upstream end and the downstream end beyond the tip end portion, the one or more diverter vanes protrude from the Umlenkleitelement-support element.

The rotating turbomachine component of claim 2, wherein the tip leakage flow guide is located at the downstream end of the diverter element support member.

The rotary turbomachine component of claim 1, wherein the one or more diverter vanes comprise a plurality of substantially straight vanes extending across the tip end portion, each of the plurality of substantially straight vanes including a first end and a second end Relative to the first end is offset.

The rotary turbomachine component of claim 1, wherein the one or more diverter vanes include a plurality of arcuate vanes extending across the tip end portion.

The rotating turbomachine component of claim 1, wherein the one or more diverter vanes comprise a plurality of complex geometric vanes extending across the tip end portion.

The rotating turbomachine component of claim 6, wherein each of a plurality of complex geometric deflection vanes comprises a first vaned member having a first end portion extending to a second end portion and a second vaned member having a first end portion extending from the second end portion of the first vaned member a second end portion, wherein the second end portion is offset with respect to the first end portion.

The rotating turbomachine component of claim 1, wherein the one or more diverter vanes are disposed at an angle substantially equal to an airfoil profile of the airfoil portion.

Method for operating a turbomachine with the steps: Passing hot gases from one burner assembly to a plurality of blades; Passing the hot gases to the multiple blades; Aligning the hot gases downstream with respect to the plurality of blades along a gas path at a first flow angle; Passing a portion of the hot gases across a tip end portion of the plurality of blades at a second flow angle; and Passing the portion of the hot gases from the tip end portion of the plurality of blades at a third flow angle that substantially coincides with the first angle.

The method of claim 9, wherein passing the portion of the hot gases from the tip portion includes directing the portion of the hot gases over one or more baffles disposed at the tip end portion.

The method of claim 10, wherein the guidance of the proportion of hot gases via one or more Umlenkleitelemente includes the forwarding of the proportion of hot gases over a plurality of angularly arranged guide elements.

The method of claim 10, wherein the guidance of the proportion of hot gases via one or more Umlenkleitelemente includes the forwarding of the proportion of hot gases over a plurality of curved guide elements.

The method of claim 10, wherein directing the portion of hot gases through one or more diverter vanes includes forwarding the fraction of hot gases at an angle substantially equal to an angle of an airfoil portion of each of the plurality of airfoils.

A turbomachine, comprising: a compressor section; a burner assembly fluidly connected to the compressor section; a turbine section mechanically coupled to the compressor section and fluidly connected to the burner section, the turbine section including a rotating component having a base section and an airfoil section extending from the base section, the airfoil section including a first end connected to the base section and a tip end section which is cantilevered from the base portion; a tip leakage flow guide located at the tip end portion of the airfoil section wherein the tip leakage flow guide includes one or more baffles configured and arranged to direct leakage flow from the tip end portion at a flow angle that substantially coincides with a flow angle of gases flowing downstream from the rotating turbomachine component; and a diverter element support member positioned at the tip end portion, the diverter element support member including an upstream end and a downstream end, the one or more diverter vanes projecting outwardly of the diverter element support member.

Turbomachine according to claim 14, wherein the one or more Umlenkleitelemente are arranged at an angle which substantially corresponds to an airfoil profile of the airfoil section.

Turbomachine according to claim 15, wherein the angle of the one or more Umlenkleitelementen is within not more than about 30 ° of the trailing edge angle of the airfoil profile.

The turbomachine of claim 14, wherein the one or more diverter vanes comprise a plurality of substantially straight vanes extending across the tip end portion, each of the plurality of substantially straight vanes including a first end and a second end, the second end being related is offset to the first end.

Turbomachine according to claim 13, wherein the one or more Umlenkleitelemente comprise a plurality of curved guide elements which extend over the tip end portion.

Turbomachine according to claim 13, wherein the one or more Umlenkleitelemente comprise a plurality of complex geometric guide elements which extend over the tip end portion.

Turbomachine according to claim 19, wherein the plurality of complex geometric Umlenkleitelemente having a first guide element having a first end portion which extends to a second end portion, and a second guide element having a first end portion extending from the second end portion of the first guide element to a second end portion extends, wherein the second end portion is offset with respect to the first end portion.