DE102015206088A1

DE102015206088A1 - Aircraft gas turbine engine with annular gap closure element

Info

Publication number: DE102015206088A1
Application number: DE102015206088.8A
Authority: DE
Inventors: Robert THIES; Reinhold HECKEN
Original assignee: Rolls Royce Deutschland Ltd and Co KG
Current assignee: Rolls Royce Deutschland Ltd and Co KG
Priority date: 2015-04-02
Filing date: 2015-04-02
Publication date: 2016-10-06

Abstract

Die Erfindung bezieht sich auf ein Fluggasturbinentriebwerk mit einem Kerntriebwerk 10 und einem dieses umgebenden Nebenstromkanal 25, wobei in einer radial innenliegenden Nebenstromkanalwandung 29 im Bereich einer Niederdruckturbine 18 ein Ringspalt 30 zur Einleitung von Kühlluft aus dem Nebenstromkanal 25 ausgebildet ist, wobei in dem Ringspalt 30 ein axial verstellbares Ringelement 31 angeordnet ist, welches über einen Hebelantrieb mit einem an einer radial außenliegenden Nebenstromkanalwandung 32 angeordneten Aktuator 33 gekoppelt ist.The invention relates to an aircraft gas turbine engine with a core engine 10 and a surrounding bypass duct 25, wherein in a radially inner Nebenstromkanalwandung 29 in the region of a low-pressure turbine 18, an annular gap 30 is formed for introducing cooling air from the bypass channel 25, wherein in the annular gap 30 a axially adjustable ring element 31 is arranged, which is coupled via a lever drive with a arranged on a radially outer Nebenstromkanalwandung 32 actuator 33.

Description

Die Erfindung bezieht sich auf ein Fluggasturbinentriebwerk mit einem Verschlusselement, insbesondere einem Ringspaltverschlusselement, durch welches Kühlluft zu einem Gehäuse einer Niederdruckturbine geleitet wird.The invention relates to an aircraft gas turbine engine with a closure element, in particular an annular gap closure element, through which cooling air is passed to a housing of a low-pressure turbine.

Im Einzelnen bezieht sich die Erfindung auf ein Fluggasturbinentriebwerk mit einem Kerntriebwerk und einem dieses umgebenden Nebenstromkanal, wobei in einer radial innenliegenden Nebenstromkanalwandung im Bereich einer Niederdruckturbine ein Ringspalt zur Einleitung von Kühlluft aus dem Nebenstromkanal ausgebildet ist.In detail, the invention relates to an aircraft gas turbine engine with a core engine and a bypass duct surrounding it, wherein in an radially inner Nebenstromkanalwandung in the region of a low-pressure turbine, an annular gap for introducing cooling air from the bypass duct is formed.

Aus dem Stand der Technik sind Konstruktionen bekannt, bei welchen mit Hilfe des Ringspalts eine permanente Gehäusekühlung der Niederdruckturbine sowie der zugeordneten Bauelemente erfolgt, um durch eine gezielte Kühlung den Schaufelspitzenspalt der Niederdruckturbine zu beeinflussen und das Gehäuse kühlen zu können. Dabei ist es bekannt, eine permanente Gehäusekühlung vorzusehen, bei welcher Kühlluft um den gesamten Umfang der Gehäuseabdeckung (Fairings) der Niederdruckturbine zugeführt wird. Dieser Ringspalt ist durch seine Bauart bedingt immer geöffnet, es findet keine Mengenregelung der Kühlluft statt. Bedingt durch die Ausgestaltung der Einlassöffnung des Ringspalts wird die Strömung im Nebenstromkanal nicht oder nur unwesentlich beeinflusst.From the prior art constructions are known in which by means of the annular gap a permanent housing cooling of the low-pressure turbine and the associated components takes place in order to influence by targeted cooling the blade tip gap of the low-pressure turbine and to cool the housing can. It is known to provide a permanent housing cooling, in which cooling air is supplied to the entire circumference of the housing cover (fairings) of the low-pressure turbine. This annular gap is due to its design always open, there is no volume control of the cooling air instead. Due to the design of the inlet opening of the annular gap, the flow in the bypass duct is not or only insignificantly influenced.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein Fluggasturbinentriebwerk der eingangs genannten Art zu schaffen, bei welchem durch Veränderungen der Luftführung durch den Ringspalt eine Steuerung oder Regelung des Kühlluftvolumens, welches dem Gehäuse der Niederdruckturbine zugeführt wird, möglich ist.The invention has for its object to provide an aircraft gas turbine engine of the type mentioned, in which by changes in the air flow through the annular gap, a control or regulation of the cooling air volume, which is supplied to the housing of the low-pressure turbine is possible.

Erfindungsgemäß wird die Aufgabe durch die Merkmalskombination des Anspruchs 1 gelöst, die Unteransprüche zeigen weitere vorteilhafte Ausgestaltungen der Erfindung.According to the invention the object is achieved by the combination of features of claim 1, the dependent claims show further advantageous embodiments of the invention.

Erfindungsgemäß ist somit vorgesehen, dass in dem Ringspalt ein Ringspaltverschlusselement angeordnet ist, welches bevorzugt als axial verstellbares Ringelement ausgebildet ist. Dieses ist über einen Hebelantrieb mit einem an einer radial außenliegenden Nebenstromkanalwandung angeordneten Aktuator gekoppelt.According to the invention it is thus provided that an annular gap closure element is arranged in the annular gap, which is preferably designed as an axially adjustable ring element. This is coupled via a lever drive with a arranged on a radially outer Nebenstromkanalwandung actuator.

Mit Hilfe des erfindungsgemäßen Ringelements ist es somit möglich, ein Ringspaltverschlusselement zu realisieren, welches gezielt geöffnet oder geschlossen werden kann, um das erforderliche Kühlluftvolumen aus dem Nebenstromkanal zu entnehmen und insbesondere dem Gehäuse der Niederdruckturbine zuzuführen. Mit Hilfe der erfindungsgemäßen Ausgestaltung ist es dabei insbesondere möglich, die für das Durchströmen des Ringkanals anliegende Luft um das Gehäuse des Kerntriebwerks und dabei insbesondere der Niederdruckturbine entlang des Ringspalts zu leiten.With the aid of the ring element according to the invention, it is thus possible to realize an annular gap closure element which can be selectively opened or closed to remove the required cooling air volume from the bypass duct and in particular to supply the housing of the low-pressure turbine. With the aid of the embodiment according to the invention, it is possible, in particular, to guide the air applied for the passage of the annular channel around the housing of the core engine and in particular the low-pressure turbine along the annular gap.

Erfindungsgemäß ist somit erstmals eine Möglichkeit geschaffen worden, für einen Ringspalt mit geringem Bauraum in einer Blechumgebung, insbesondere im Bereich der Flugtriebwerksgehäuseabdeckung ein moduliertes Ringspaltverschlusselement zu schaffen. Hierdurch ist es erfindungsgemäß möglich, die Leistung des Flugtriebwerks deutlich zu steigern, da der Spalt zwischen den Schaufeln der Niederdruckturbine und dem Gehäuse präzise eingestellt werden kann. Dies kann zu einer Leistungssteigerung der Fluggasturbine zwischen 0,3% und 0,7% führen.According to the invention, a possibility has thus been created for the first time of creating a modulated annular gap closure element for an annular gap with a small installation space in a sheet-metal environment, in particular in the area of the aircraft engine housing cover. This makes it possible according to the invention to significantly increase the performance of the aircraft engine, since the gap between the blades of the low-pressure turbine and the housing can be precisely adjusted. This can lead to an increase in performance of the aircraft gas turbine between 0.3% and 0.7%.

In besonders günstiger Ausgestaltung der Erfindung ist vorgesehen, dass der Hebelantrieb mehrere, um den Umfang verteilt angeordnete Hebel umfasst. Mittels der Hebel und des Hebelantriebs ist es somit möglich, das Ringelement nicht nur zu bewegen, um den Ringspalt zu öffnen oder zu schließen, sondern auch das Ringelement selbst zu lagern. Das Ringelement ist somit konzentrisch zum Ringspalt aufgehängt und kann durch die Hebelbewegung stufenlos verstellt werden. Die Öffnungs- und Schließbewegung des Ringelements kann in einfacher Weise durch Ansteuerung eines der Hebel erfolgen. Durch eine Drehung des Hebels um dessen konstruktiv vorgegebene Drehachse kann somit die Bewegung des Hebels auf das Ringelement übertragen werden, welches somit den Ringspalt öffnet oder schließt.In a particularly favorable embodiment of the invention, it is provided that the lever drive comprises a plurality of levers distributed around the circumference. By means of the lever and the lever drive, it is thus possible not only to move the ring member to open or close the annular gap, but also to store the ring element itself. The ring element is thus suspended concentrically to the annular gap and can be adjusted continuously by the lever movement. The opening and closing movement of the ring element can be done in a simple manner by driving one of the levers. By a rotation of the lever about its structurally predetermined axis of rotation thus the movement of the lever can be transmitted to the ring member, which thus opens or closes the annular gap.

In Abhängigkeit von der konstruktiven Ausgestaltung ist es erfindungsgemäß möglich, das Ringelement nicht nur in Axialrichtung zu verschieben, um den Ringspalt zu öffnen oder zu schließen, sondern auch in vorgegebenem Maße in Umfangsrichtung zu verdrehen. Hierdurch ergibt sich eine konstruktiv einfache Ausgestaltung des Ringspaltverschlusselements. Das Ringelement kann sich somit sowohl um seine Mittelachse drehen, als auch längs der Triebwerksachse axial verschieben.Depending on the structural design, it is inventively possible not only to move the ring member in the axial direction to open or close the annular gap, but also to rotate in a predetermined extent in the circumferential direction. This results in a structurally simple embodiment of the annular gap closure element. The ring element can thus rotate both about its central axis, as well as move axially along the engine axis.

Der Hebelantrieb kann starre oder elastisch flexible Hebel umfassen (sheet metal lever). Durch eine derartige Ausgestaltung ist es möglich, Bewegungen, die sich aus der Lagerung der Hebel oder des Antriebs des Hebels ergeben, zwischen dem Ringelement und dem Hebel zu kompensieren. Dies ist insbesondere bei sphärischen Buchsen zwischen dem Ringelement und dem Hebel von besonderem Vorteil.The lever drive may comprise rigid or elastically flexible levers (sheet metal lever). By such a configuration, it is possible to compensate for movements resulting from the storage of the lever or the drive of the lever, between the ring member and the lever. This is particularly advantageous in the case of spherical bushes between the ring element and the lever.

Das Ringelement ist in günstiger Ausgestaltung der Erfindung aus einem Blechmaterial gefertigt und weist bevorzugterweise einen U-förmigen Querschnitt auf. Somit kann das Ringelement mit geringem Gewicht hergestellt werden und ist konstruktiv an die jeweiligen Einbausituationen anpassbar.The ring element is made in a favorable embodiment of the invention of a sheet metal material and preferably has a U-shaped cross section. Thus, the ring element can be manufactured with low weight and is structurally adaptable to the respective installation situations.

Um die Bewegung des Ringelements präzise steuern zu können, ist es vorteilhaft, wenn die Endpositionen des Ringelements einstellbar sind. Dies kann durch zumindest ein axiales Anschlagelement oder durch zumindest ein Begrenzungselement erfolgen, welches eine Drehung in Umfangsrichtung begrenzt.In order to be able to control the movement of the ring element precisely, it is advantageous if the end positions of the ring element are adjustable. This can be done by at least one axial stop element or by at least one limiting element which limits rotation in the circumferential direction.

Das Ringelement kann so ausgebildet sein, dass es auch im geschlossenen Zustand einen vorgegebenen Kühlluftstrom durch den Ringspalt strömen lässt, beispielsweise durch Ausnehmungen in dem Ringelement, so dass eine permanente Luftkühlung für das Gehäuse der Niederdruckturbine und andere Bauelemente möglich ist.The ring element can be designed so that it can flow in the closed state, a predetermined cooling air flow through the annular gap, for example by recesses in the ring member, so that a permanent air cooling for the housing of the low-pressure turbine and other components is possible.

Weiterhin ist es erfindungsgemäß möglich, die Lagerung des Ringelements mittels der Hebel sowie den Hebelantrieb so auszubilden, dass das durch das Ringelement gebildete Ringspaltverschlusselement sich durch die Elastizität der gesamten Anordnung selbsttätig in den jeweiligen Ausgangszustand zurückstellt, welcher, in Abhängigkeit von der Bauart, geöffnet oder geschlossen sein kann.Furthermore, it is possible according to the invention, the storage of the ring member by means of the lever and the lever drive in such a way that the annular gap closure element formed by the ring member automatically resets by the elasticity of the entire arrangement in the respective initial state, which, depending on the type, open or can be closed.

Der konstruktiv einfache Aufbau des erfindungsgemäßen Ringspaltverschlusselements ermöglicht es, dieses auch im Hochtemperaturbereich einzusetzen. Ein weiterer Vorteil der erfindungsgemäßen Lösung besteht darin, dass das Ringspaltverschlusselement mit einer sehr geringen Teileanzahl realisiert werden kann, wodurch sich die Herstellungskosten und die Fehleranfälligkeit reduzieren lassen.The structurally simple design of the annular gap closure element according to the invention makes it possible to use this also in the high temperature range. Another advantage of the solution according to the invention is that the annular gap closure element can be realized with a very small number of parts, whereby the manufacturing costs and the susceptibility to failure can be reduced.

Der Antrieb des erfindungsgemäßen Ringspaltelements, welcher durch eine Ansteuerung zumindest eines Hebels erfolgt, umfasst bevorzugterweise eine radial angeordnete Welle, welche sich durch den Nebenstromkanal erstreckt. Außerhalb einer äußeren Nebenstromkanalwandung ist bevorzugterweise ein Aktuator angeordnet, welcher die Welle über ein geeignetes Gestänge oder über Kipphebel antreibt. Der Aktuator kann elektrisch, hydraulisch oder pneumatisch ausgebildet sein. Es sind erfindungsgemäß auch andere Varianten zum Antrieb des Ringspaltverschlusselements und zur Drehung der Welle möglich. Die Welle ist bevorzugterweise in einer Nebenstromleitungsverkleidung angeordnet, so dass die Strömung durch den Nebenstromkanal nicht beeinträchtigt wird. Durch die erfindungsgemäße Ausgestaltung des Antriebs ist eine variable Steuerung der Bewegung des Ringelements und damit der Öffnung des Ringspaltverschlusselements möglich.The drive of the annular gap element according to the invention, which is effected by a control of at least one lever, preferably comprises a radially arranged shaft which extends through the bypass duct. Outside an outer Nebenstromkanalwandung an actuator is preferably arranged, which drives the shaft via a suitable linkage or rocker arm. The actuator may be electrically, hydraulically or pneumatically formed. Other variants for driving the annular gap closure element and for rotating the shaft are also possible according to the invention. The shaft is preferably arranged in a bypass duct panel, so that the flow through the bypass duct is not affected. Due to the inventive design of the drive, a variable control of the movement of the ring member and thus the opening of the annular gap closure element is possible.

Im Folgenden wird die Erfindung anhand eines Ausführungsbeispiels in Verbindung mit der Zeichnung beschrieben. Dabei zeigt:In the following the invention will be described by means of an embodiment in conjunction with the drawing. Showing:

1 eine schematische Darstellung eines Gasturbinentriebwerks gemäß der vorliegenden Erfindung, 1 a schematic representation of a gas turbine engine according to the present invention,

2 eine schematische Teil-Schnittansicht eines Ausführungsbeispiels des erfindungsgemäßen Ringspaltverschlusselements, 2 FIG. 2 a schematic partial sectional view of an embodiment of the annular gap closure element according to the invention, FIG.

3 eine schematische Ansicht, analog 2, des Ringspaltverschlusselements im geschlossenen Zustand, und 3 a schematic view, analog 2 , the annular gap closure element in the closed state, and

4 eine Ansicht, analog 3, im geöffneten Zustand. 4 a view, analog 3 , in the open state.

Das Gasturbinentriebwerk 10 gemäß 1 ist ein allgemein dargestelltes Beispiel einer Turbomaschine, bei der die Erfindung Anwendung finden kann. Das Triebwerk 10 ist in herkömmlicher Weise ausgebildet und umfasst in Strömungsrichtung hintereinander einen Lufteinlass 11, einen in einem Gehäuse umlaufenden Fan 12, einen Mitteldruckkompressor 13, einen Hochdruckkompressor 14, eine Brennkammer 15, eine Hochdruckturbine 16, eine Mitteldruckturbine 17 und eine Niederdruckturbine 18 sowie eine Abgasdüse 19, die sämtlich um eine zentrale Triebwerksachse 1 angeordnet sind.The gas turbine engine 10 according to 1 is a generalized example of a turbomachine, in which the invention can be applied. The engine 10 is formed in a conventional manner and comprises one air inlet in succession in the flow direction 11 , a circulating in a housing fan 12 , a medium pressure compressor 13 , a high pressure compressor 14 , a combustion chamber 15 , a high-pressure turbine 16 , a medium pressure turbine 17 and a low-pressure turbine 18 and an exhaust nozzle 19 all around a central engine axis 1 are arranged.

Der Mitteldruckkompressor 13 und der Hochdruckkompressor 14 umfassen jeweils mehrere Stufen, von denen jede eine in Umfangsrichtung verlaufende Anordnung fester stationärer Leitschaufeln 20 aufweist, die allgemein als Statorschaufeln bezeichnet werden und die radial nach innen vom Kerntriebwerksgehäuse 21 in einen ringförmigen Strömungskanal durch die Kompressoren 13, 14 vorstehen. Die Kompressoren weisen weiter eine Anordnung von Kompressorlaufschaufeln 22 auf, die radial nach außen von einer drehbaren Trommel oder Scheibe 26 vorstehen, die mit Naben 27 der Hochdruckturbine 16 bzw. der Mitteldruckturbine 17 gekoppelt sind.The medium-pressure compressor 13 and the high pressure compressor 14 each comprise a plurality of stages, each of which comprises a circumferentially extending array of fixed stationary vanes 20 which are generally referred to as stator blades and which are radially inwardly of the core engine housing 21 in an annular flow channel through the compressors 13 . 14 protrude. The compressors further include an array of compressor blades 22 on, which is radially outward from a rotatable drum or disc 26 project with hubs 27 the high-pressure turbine 16 or the medium-pressure turbine 17 are coupled.

Die Turbinenabschnitte 16, 17, 18 weisen ähnliche Stufen auf, umfassend eine Anordnung von festen Leitschaufeln 23, die radial nach innen vom Gehäuse 21 in den ringförmigen Strömungskanal durch die Turbinen 16, 17, 18 vorstehen, und eine nachfolgende Anordnung von Turbinenrotorschaufeln 24, die nach außen von einer drehbaren Nabe 27 vorstehen. Die Kompressortrommel oder Kompressorscheibe 26 und die darauf angeordneten Schaufeln 22 sowie die Turbinenrotornabe 27 und die darauf angeordneten Turbinenrotorschaufeln 24 drehen sich im Betrieb um die Triebwerksachse 1.The turbine sections 16 . 17 . 18 have similar steps, comprising an array of fixed vanes 23 extending radially inward from the housing 21 into the annular flow channel through the turbines 16 . 17 . 18 projecting, and a subsequent arrangement of turbine rotor blades 24 facing outward from a rotatable hub 27 protrude. The compressor drum or compressor disk 26 and the blades arranged thereon 22 as well as the turbine rotor hub 27 and the turbine rotor blades disposed thereon 24 rotate around the engine axis during operation 1 ,

Die 2 zeigt einen Schnitt in einer Radialebene durch einen Nebenstromkanal 25, welcher eine außenliegende Nebenstromkanalwandung 32 und eine innenliegende Nebenstromkanalwandung 29 aufweist. Der linke Bereich der innenliegenden Nebenstromkanalwandung 29 ist bei der Darstellung der 2 Teil der Kerntriebwerksgehäuseabdeckung (chore fairing), während der rechte Teil gemäß 2 Teil der Niederdruckturbinenabdeckung (Niederdruckturbine 18) ist. In der innenliegenden Nebenstromkanalwandung 29 ist ein Ringspalt 30 ausgebildet, in welchem ein Ringelement 31 angeordnet ist. Dieses ist als Blechteil mit einem U-förmigen Querschnitt ausgebildet. Mittels eines bevorzugt sphärischen Lagers 40 ist ein an dem Ringelement 31 angeordneter Bolzen 41 mit einem Hebel 34 gekoppelt. Um den Umfang sind mehrere Hebel 34 angeordnet. Zumindest einer der Hebel 34 ist, beispielsweise mittels einer Wellenverzahnung 42, mit einer radial angeordneten Welle 35 verbunden. Die Welle 35 ist mittels eines Lagers 43 an einer Lageraufnahme 44 gelagert. The 2 shows a section in a radial plane through a bypass channel 25 , which is an external Nebenstromkanalwandung 32 and an internal bypass duct wall 29 having. The left area of the internal Nebenstromkanalwandung 29 is in the presentation of 2 Part of the core engine case cover (chore fairing), while the right part according to 2 Part of low pressure turbine cover (low pressure turbine 18 ). In the internal bypass duct wall 29 is an annular gap 30 formed, in which a ring element 31 is arranged. This is designed as a sheet metal part with a U-shaped cross-section. By means of a preferably spherical bearing 40 is one on the ring element 31 arranged bolt 41 with a lever 34 coupled. Around the scope are several levers 34 arranged. At least one of the levers 34 is, for example by means of a shaft toothing 42 , with a radially arranged shaft 35 connected. The wave 35 is by means of a warehouse 43 at a warehouse reception 44 stored.

Im Bereich des Ringspalts 30 sind um den Umfang verteilt mehrere Begrenzungselemente 39 vorgesehen, welche eine Umfangsbewegung des Ringelements 31 begrenzen und dieses zentrieren.In the area of the annular gap 30 are distributed around the circumference several boundary elements 39 provided, which a circumferential movement of the ring member 31 limit and center this.

Das Ringelement 31 weist an seiner dem Nebenstromkanal 25 zugewandten Seite und im Umfang verteilt mehrere Ausnehmungen 45 auf, durch welche im geschlossenen Zustand (s. 3) eine permanente Zufuhr von Kühlluft möglich ist.The ring element 31 indicates at its the bypass channel 25 facing side and distributed in the circumference several recesses 45 on, by which in the closed state (s. 3 ) a permanent supply of cooling air is possible.

Die Welle 35 erstreckt sich durch den Nebenstromkanal 25 und ist an der radial außenliegenden Nebenstromkanalwandung 32 mittels eines Lagers 37 (sphärisches Lager) gelagert. Zusätzlich ist eine Dichtungsanordnung 38 vorgesehen, welche, wie in 2 gezeigt, eine Dichtungsscheibe sowie Gleitdichtelemente umfassen kann.The wave 35 extends through the bypass duct 25 and is at the radially outer Nebenstromkanalwandung 32 by means of a warehouse 37 (spherical bearing) stored. In addition, there is a seal arrangement 38 provided, which, as in 2 shown, may include a sealing washer and sliding sealing elements.

Radial außerhalb der außenliegenden Nebenstromkanalwandung 32 ist ein Aktuator 33 angeordnet, welcher mittels Kopplungselementen 46 mit der Welle 35 verbunden ist, um diese zu drehen. Eine Drehung der Welle 35 führt somit durch die Kopplung der Hebel 34 zu einer axialen Verschiebung des Ringelements 31. Die axiale Verschiebung kann durch axiale Anschlagelemente 36 (s. 3 und 4) begrenzt werden.Radially outside the outer Nebenstromkanalwandung 32 is an actuator 33 arranged, which by means of coupling elements 46 with the wave 35 connected to turn this. A rotation of the shaft 35 thus leads through the coupling of the lever 34 to an axial displacement of the ring element 31 , The axial displacement can be achieved by axial stop elements 36 (S. 3 and 4 ).

Das Bezugszeichen 47 bezeichnet eine abgerundete Einlaufkante der Niederdruckturbinenabdeckung (innenliegende Nebenstromkanalwandung 29), wobei die Abrundung zur Verbesserung der Einströmung von Kühlluft aus dem Nebenstromkanal 25 in den Ringspalt 30 dient.The reference number 47 denotes a rounded inlet edge of the low-pressure turbine cover (internal Nebenstromkanalwandung 29 ), wherein the rounding to improve the inflow of cooling air from the bypass channel 25 in the annular gap 30 serves.

Die 3 und 4 zeigen vereinfachte Darstellungen der Anordnung gemäß 2, wobei die Welle 35 nicht dargestellt ist. Vielmehr sind Hebel 34 gezeigt, welche jeweils verschwenkbar mittels Bolzen 48 gelagert sind. Es handelt sich somit um die weiteren, um den Umfang verteilt angeordneten Hebel 34.The 3 and 4 show simplified representations of the arrangement according to 2 , where the wave 35 not shown. Rather, there are levers 34 shown, which each pivotable by means of bolts 48 are stored. It is thus the other, arranged around the circumference arranged lever 34 ,

Die 3 zeigt einen geschlossenen Zustand des Ringelements 31, bei welchem Kühlluft durch die Ausnehmungen 45 einströmen kann, um eine permanente Kühlung zu gewährleisten. Die 4 zeigt einen geöffneten Zustand, bei welchem der Ringspalt 30 vollständig geöffnet ist.The 3 shows a closed state of the ring member 31 in which cooling air through the recesses 45 can flow in to ensure a permanent cooling. The 4 shows an open state in which the annular gap 30 is completely open.

BezugszeichenlisteLIST OF REFERENCE NUMBERS

11: TriebwerksachseEngine axis
1010: Gasturbinentriebwerk/KerntriebwerkGas turbine engine / core engine
1111: Lufteinlassair intake
1212: Fanfan
1313: Mitteldruckkompressor (Verdichter)Medium pressure compressor (compressor)
1414: HochdruckkompressorHigh pressure compressor
1515: Brennkammercombustion chamber
1616: HochdruckturbineHigh-pressure turbine
1717: MitteldruckturbineIntermediate pressure turbine
1818: NiederdruckturbineLow-pressure turbine
1919: Abgasdüseexhaust nozzle
2020: Leitschaufelnvanes
2121: KerntriebwerksgehäuseCore engine casing
2222: KompressorlaufschaufelnCompressor blades
2323: Leitschaufelnvanes
2424: TurbinenrotorschaufelnTurbine rotor blades
2525: NebenstromkanalBypass duct
2626: Kompressortrommel oder -scheibeCompressor drum or disc
2727: TurbinenrotornabeTurbinenrotornabe
2828: Auslasskonusoutlet cone
2929: innenliegende Nebenstromkanalwandunginternal Nebenstromkanalwandung
3030: Ringspaltannular gap
3131: Ringelement (Verschlusselement)Ring element (closure element)
3232: außenliegende Nebenstromkanalwandungexternal bypass duct wall
3333: Aktuatoractuator
3434: Hebellever
3535: Wellewave
3636: axiales Anschlagelementaxial stop element
3737: Lagercamp
3838: Dichtungsanordnungsealing arrangement
3939: Begrenzungselementlimiting element
4040: Lagercamp
4141: Bolzenbolt
4242: Wellenverzahnungshaft splines
4343: Lagercamp
4444: Lageraufnahmebearing seat
4545: Ausnehmungrecess
4646: Kopplungselementcoupling element
4747: Einlaufkanteleading edge
4848: Bolzenbolt

Claims

Aircraft gas turbine engine with a core engine ( 10 ) and a surrounding bypass channel ( 25 ), wherein in a radially inner Nebenstromkanalwandung ( 29 ) in the area of a low-pressure turbine ( 18 ) an annular gap ( 30 ) for the introduction of cooling air from the bypass duct ( 25 ), characterized in that in the annular gap ( 30 ) is arranged a closure element for controlling the incoming air quantity.

Aircraft gas turbine engine according to claim 1, characterized in that the closure element as an axially adjustable ring element ( 31 ) is formed, which via a lever drive with a at a radially outer Nebenstromkanalwandung ( 32 ) arranged actuator ( 33 ) is coupled.

Aircraft gas turbine engine according to claim 2, characterized in that the lever drive a plurality of circumferentially distributed lever ( 34 ).

Aircraft gas turbine engine according to claim 2 or 3, characterized in that the lever drive the ring element ( 31 ) concentric with the engine axis ( 1 ) of the aircraft gas turbine engine.

Aircraft gas turbine engine according to claim 3 or 4, characterized in that at least one of the levers ( 34 ) via a radial shaft ( 35 ) with the actuator ( 33 ) connected is.

Aircraft gas turbine engine according to one of claims 3 to 5, characterized in that the ring element ( 31 ) by pivoting the lever ( 34 ) is rotatable in the circumferential direction.

Aircraft gas turbine engine according to one of claims 1 to 6, characterized in that the ring element ( 31 ) has a U-shaped cross-section and / or is made of a sheet metal material.

Aircraft gas turbine engine according to one of claims 1 to 7, characterized in that in the region of the annular gap ( 30 ) at least one axial stop element ( 36 ) is arranged.

Aircraft gas turbine engine according to one of claims 1 to 8, characterized in that the levers ( 34 ) are elastic or flexible.

Aircraft gas turbine engine according to one of claims 5 to 9, characterized in that the shaft ( 35 ) on the radially outer Nebenstromkanalwandung ( 32 ) by means of a spherical bearing ( 37 ) and / or a sealing arrangement ( 38 ) is stored.

Aircraft gas turbine engine according to one of claims 1 to 10, characterized in that in the region of the annular gap ( 30 ) at least one rotation of the ring element ( 31 ) limiting limiting element ( 39 ) is arranged.