DE2120470A1 - Runner for a turbine system - Google Patents

Runner for a turbine system

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DE2120470A1 DE19712120470 DE2120470A DE2120470A1 DE 2120470 A1 DE2120470 A1 DE 2120470A1 DE 19712120470 DE19712120470 DE 19712120470 DE 2120470 A DE2120470 A DE 2120470A DE 2120470 A1 DE2120470 A1 DE 2120470A1
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Description

Läufer für eine TurbinenanlageRunner for a turbine system

Die vorliegende Erfindung bezieht sich auf Verbesserungen an Läufern für Gasturbinentriebwerke und insbesondere an Läufern, die die Schaufeln eines in solchen Triebwerken vorhandenen Axialflußverdichters oder einer Axialflußturbine tragen.The present invention relates to improvements in rotors for gas turbine engines and, more particularly, to rotors that which carry the blades of an axial flow compressor or an axial flow turbine present in such engines.

Mit Schaufeln versehene Läufer von Axialflußturbinenanlagen besitzen bekanntlich Befestigungsmittel für die radial ausladenden Schaufeln. Im allgemeinen erfolgt die Schaufelbefestigung durch an den Schaufeln vorhandene Ansätze, die in schwalbenschwanzförmige Nuten im Läufer einsetzbar sind. Wenn die Schaufeln montiert sind, muß der Läufer zwischen den Schaufeln eine glatte, den auftreffenden Gasstrom verteilende Rotationsoberfläche besitzen. Häufig werden an die Schaufeln gegen die Strömung gerichtete Flügel, sogenannte Rampen, angebracht, umIt is known that rotor blades of axial flow turbine systems have fastening means for the radially projecting ones Shovels. In general, the blades are attached by means of lugs that are present on the blades, which are dovetail-shaped Grooves can be used in the runner. When the blades are mounted, the runner must be between the blades have a smooth surface of revolution that distributes the incident gas flow. Often times the blades are against the Flow-directed wings, called ramps, attached to

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die gewünschte Strömungsfläche zu erhalten. Es hat sich gezeigt, daß durch diese an den Schaufeln sitzenden Rampen die Gewichtsbelastung der Ansätze bei hohen Läufergeschwindigkeiten erhöht >/ird. Die Rampen können auch an den Läufer angeformt oder als separate Platten an diesem befestigt sein.to get the desired flow area. It has shown, that by these ramps sitting on the blades, the weight load on the approaches increases at high rotor speeds > / ird. The ramps can also be molded onto the runner or as a separate plates to be attached to this.

Das Gewicht der an den Schaufeln oder dem Läufer sitzenden Rampen vergrößert die Zentrifugalkräfte am Läufer. Die Folge ist eine Erhöhung der Masse und des Gewichtes des Läufers, damit dieser die Kräfte ohne Überbeanspruchung seines Materials aushalten kann. Bei Plugzeugtriebwerken ist jedoch gerade das Gewicht ein kritischer Faktor.The weight of the ramps sitting on the blades or the rotor increases the centrifugal forces on the rotor. The result is an increase in the mass and weight of the runner so that it can withstand the forces without overstressing its material can. With plug-in engines, however, it is precisely the weight that is a critical factor.

Das Gewicht der Rampen spielt eine besonders große Rolle bei Läufern, die Scheiben mit an ihrem Umfang verteilten schwalbenschwanzförmigen Nuten und eine erhebliche Änderung im Rampendurchmesser von der Einlaßseite und zu der Auslaßseite der Rampen besitzen.The weight of the ramps plays a particularly important role in runners, the discs with dovetail-shaped discs distributed around their circumference Grooves and a significant change in ramp diameter from the inlet side and to the outlet side of the ramps own.

Aufgabe der Erfindung ist es, einen Turbinenläufer der letztgenannten Gattung zu schaffen, bei dem die Rampen ein minimales Gewicht haben und die Vollständigkeit des Rampenaufbaus gewährleistet ist.The object of the invention is to provide a turbine runner of the latter To create a type in which the ramps have a minimal weight and ensure the completeness of the ramp structure is.

Diese Aufgabe wird durch einen Turbinenläufer gelöst, der ein Scheibenteil mit einem daran angeformten Umfangsrand aufweist. In dem Umfangsrand befinden sich quer verlaufende schwalbenschwanzförmige Nuten zur Befestigung der mit entsprechenden Ansätzen versehenen Schaufeln. Die Außenseite des wesentlichen Teils des Umfangrandes verläuft etwas weiter außen als die Einschnürungen der schwalbenschwanzförmigen Nuten. Relativ dünne Rampen sind zwischen jeweils zwei benachbarten Nuten vorhanden. Die Rampen sind von einer Seite des Umfangrandes zur anderen unter einem Winkel nach außen geneigt und der innere Teil der Rampen ist an eine Seite des Umfangrandes angeformt. Relativ dünne Tragelemente erstrecken sich von dem Umfangsrand nachThis task is solved by a turbine runner that has a Has disc part with a peripheral edge molded thereon. In the peripheral edge there are transverse dovetail-shaped ones Grooves for attaching the blades provided with the corresponding lugs. The outside of the essential Part of the peripheral edge runs a little further out than the constrictions of the dovetail-shaped grooves. Relatively thin Ramps are provided between every two adjacent grooves. The ramps are from one side of the perimeter to the other inclined outwards at an angle and the inner part of the ramps is molded onto one side of the peripheral edge. Relative thin support elements extend from the peripheral edge

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- 3 außen und tragen die restlichen Teile der Rampen.- 3 outside and carry the remaining parts of the ramps.

Die Tragelemente bestehen vorzugsweise aus einem radial vorspringenden, sich von der anderen Seite des Umfangrandes nach außen erstreckenden Steg und einem axialen Steg, der von dem radialen Steg abgeht und sich zwischen dem Umfangsrand und der inneren Seite der Rampe aufspannt. In einer anderen Ausführungsform sind als Tragelemente zwei formell getrennte, sich axial erstreckende Stege vorgesehen, die von den Einschnürungen der schwalbenschwanzförmigen Nuten nach außen gegen die Rampen ragen und über die Breite des Umfangrandes gehen.The support elements preferably consist of a radially projecting, from the other side of the peripheral edge to the outside extending ridge and an axial ridge from the radial web goes off and spans between the peripheral edge and the inner side of the ramp. In another embodiment, two formally separate, axially, are used as support elements extending webs are provided which protrude from the constrictions of the dovetail grooves outward against the ramps and go beyond the width of the perimeter.

Weitere Einzelheiten und Vorteile der Erfindung gehen aus der nachfolgenden Beschreibung in Verbindung mit den Zeichnungen hervor.Further details and advantages of the invention can be found in the following description in conjunction with the drawings emerged.

Im einzelnen zeigen:Show in detail:

Fig. 1 eine schematische Darstellung eines Gasturbinentriebwerkes, Fig. 2 einen Teillängsschnitt eines Läufers nach der Erfindung, Fig. 3 eine perspektivische Ansicht eines Ausschnitts einer Läuferscheibe nach Fig. 2, mit Blick auf die stromabwärts liegende Seite undFig. 1 is a schematic representation of a gas turbine engine, FIG. 2 shows a partial longitudinal section of a rotor according to the invention, FIG. 3 shows a perspective view of a section of a rotor according to Fig. 2, with a view of the downstream side and

Fig. k eine der Fig. 3 ähnliche perspektivische Ansicht einer anderen Ausführungsform einer Läuferscheibe.FIG. K shows a perspective view similar to FIG. 3 of another embodiment of a carrier disk.

Wie aus Fig. 1 hervorgeht, enthält das Gasturbinentriebwerk einen Axialflußverdichter 10, der die eintretende Luft verdichtet und diese an einen Verbrennungsraum 12 abgibt. Diese Luft unterhält die Verbrennung des Treibstoffes unter Erzeugung eines kreisförmigen, heißen Gasstromes. Der heiße Gasstrom treibt eine Turbine 14 und wird dann zur Erzeugung einer vorwärtstreibenden Kraft durch eine Düse 16 ausgestoßen. Die Turbine 14 enthält einen Läufer 18, der über eine Welle 20 mit dem Läufer 22 des Verdichters verbunden ist und diesen antreibt.As can be seen from Fig. 1, the gas turbine engine includes an axial flow compressor 10, which compresses the incoming air and delivers this to a combustion chamber 12. This air entertains the combustion of the fuel producing a circular, hot gas flow. The hot gas flow drives a turbine 14 and is then used to generate a propulsive Force ejected through a nozzle 16. The turbine 14 contains a rotor 18 which is connected to the rotor 22 of the via a shaft 20 Compressor is connected and drives it.

Ein Teil des Läufers 22 ist detaillierter in.der Fig. 2 darge-Part of the rotor 22 is shown in more detail in FIG.

10 9 8 4 6/1315 >\ - . ■■ 10 9 8 4 6/1315 > \ -. ■■

BAD GBKSlNALBATHROOM GBKSINAL

2120Λ702120Λ70

-Ij--Ij-

stellt. Eine Stummelwelle 24 weist ein Befestigungsmittel für das vordere Ende des Läufers auf. Die Stummelwelle geht in einen konischen Teil 26 über und ist mittels Schrauben 29 mit zwei Abstandshaltern 28 und 30 verbunden. Der Abstandshalter 28 bildet mit der Scheibe 32 einer ersten Stufe des Läufers und der konische Abstandshalter 30 mit der Scheibe 34 einer zweiten Stufe eine einstückige Einheit. Der Rest des Läufers kann ähnlich mit Schaufeln b hergestellt sein, die in Umfangsreihen oder -stufen radial davon abstehen.represents. A stub shaft 24 has a fastening means for the front end of the runner. The stub shaft merges into a conical part 26 and is by means of screws 29 with two spacers 28 and 30 connected. The spacer 28 forms with the disc 32 a first stage of the rotor and the conical Spacer 30 is integral with the disc 34 of a second stage Unit. The rest of the rotor can similarly be made with blades b arranged in circumferential rows or steps radially thereof stick out.

Die Scheibe 34 der zweiten Stufe ist detaillierter in der Fig. 3 dargestellt. Die Scheibe 34 besitzt einen Umfangsrand 36, in den quer verlaufende schwalbenschwanzförmige Nuten 38 eingearbeitet sind. In die Nuten 38 können die entsprechend ausgebildeten Ansätze an den Schaufeln b_ eingeschoben werden. Die hohen auf die Schaufeln wirkenden Zentrifugalkräfte werden von den Nuten 38 auf den Umfangsrand 36 und dann auf den inneren Teil der Scheibe 34 übertragen» Als Bauteil, das diese Radialbelastungen aufnimmt, endet der Umfangsrand 36 über und dicht bei den Einschnürungen η der Nuten 38. Zwischen den Nuten 38 befinden sich relativ dünne Rampenteile 40, die von der Einlaßseite des Umfangsrandes oder der Scheibe zu deren Ausgangsseite unter einem Winkel nach außen verlaufen. Die Einlaßseiten der Rampen 40 sind mit dem Umfangsrand 36 verbunden und bilden mit diesem eine einstückige Einheit. Die Auslaßseiten der Rampen 40 sind mit dem Umfangsrand 36 über relativ dünne, radiale Seitenstücke 42 verbunden. Darüber hinaus sind die Rampen 40 über angeformte Stege 44, die sich in einer axialen Richtung mittig zu den Rampen 40 erstrecken, mit dem Umfangsrand 36 verbunden.The second stage disk 34 is shown in greater detail in FIG. 3 shown. The disc 34 has a peripheral edge 36, in the transverse dovetail grooves 38 incorporated are. Appropriately designed approaches can be inserted into the grooves 38 be inserted on the blades b_. The high centrifugal forces acting on the blades are carried by the grooves 38 onto the peripheral edge 36 and then onto the inner part of the disc 34 transferred »As a component that absorbs these radial loads, the peripheral edge 36 ends above and close to the constrictions η of the grooves 38. Between the grooves 38 are relatively thin ramp parts 40, which from the inlet side of the peripheral edge or of the disc to its exit side at an angle to the outside. The inlet sides of the ramps 40 are peripheral 36 connected and form a one-piece unit with this. The outlet sides of the ramps 40 are connected to the peripheral edge 36 via relatively thin, radial side pieces 42. Furthermore are the ramps 40 via integrally formed webs 44 which extend in an axial direction centrally to the ramps 40, with the Peripheral edge 36 connected.

Das Gewicht des Umfangsrandes kann durch axiale Hohlräume zwis'chen den Nuten 38 verringert werden.The weight of the peripheral edge can be interposed by axial cavities the grooves 38 can be reduced.

Wie aus Fig. 4 hervorgeht, können die Rampenteile 40 mit dem Umfangsrand 36 auch über zwei dünne, axiale Stege 48, die sich an den Einschnürungsteilen η der Nuten 38 von dem Umfangsrand 36As can be seen from Fig. 4, the ramp parts 40 with the Peripheral edge 36 also has two thin, axial webs 48, which at the constriction parts η of the grooves 38 from the peripheral edge 36

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nach außen erstrecken, verbunden sein, wobei die Einlaßseiten
der Rampen 40 wiederum an den Umfangsrand 36 angeformt sind.extend outward, be connected, with the inlet sides
of the ramps 40 are in turn molded onto the peripheral edge 36.

Durch die beschriebene Verringerung der Bauteile des Umfangsrandes 36 und durch die Verbindung der Rampen 40 mit den angeformten Stegen, wird der gewünschte Strömungsweg durch den mit Schaufeln versehenen Teil des Läufers bei einer minimalen Zentrifugalkraftbelastung der Scheibe und daher bei einem minimalen Gewicht erhalten.Through the described reduction in the components of the peripheral edge 36 and through the connection of the ramps 40 with the integrally formed webs, the desired flow path through the with blades provided part of the rotor with a minimal centrifugal load on the disk and therefore with a minimal weight obtain.

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Claims (4)

AnsprücheExpectations fly Mit Schaufeln versehener Läufer für eine Turbinenanlage, gekennzeichnet durch einen Scheibenteil (34) mit einem daran angeformten Umfangsrand (36), in dem quer dazu verlaufende sehwalbenschwanzförmige Nuten (38) vorhanden sind, deren Einschnürung (n) sich dicht unterhalb der Umfangsflache des ümfangsrandes (36) befindet, relativ dünne Rampen (40), die sich unter einem Winkel von der einen Seite des Ümfangsrandes (36) zur anderen nach außen erstrekken und an die eine Seite des Ümfangsrandes (36) angeformt sind, und relativ dünne Tragelemente (42, 44, 48) 3 die sich von dem Umfangsrand (36) nach außen erstrecken und den restlichen Teil jeder Rampe (40) vollständig mit diesem verbinden. fly A rotor with blades for a turbine system, characterized by a disc part (34) with a circumferential edge (36) formed on it , in which transverse ternary grooves (38) are present, the constriction (s) of which are just below the circumferential surface of the circumferential edge (36) is located, relatively thin ramps (40) which extend outward at an angle from one side of the circumferential edge (36) to the other and are molded onto one side of the circumferential edge (36), and relatively thin support elements (42 , 44, 48) 3 extending outwardly from the peripheral edge (36) and completely connecting the remainder of each ramp (40) therewith. 2. Läufer nach Anspruch 1, dadurch gekennzei ehn e t j daß als Tragelemente ein sich zwischen den Einschnürungsteilen (n) zweier benachbarter Nuten (38) von der anderen Seite des Ümfangsrandes (36) radial nach außen zu der Rampe (40) erstreckendes Seitenstück (42) und ein axialer, von dem Seitenstück (42) abgehender Steg (44), der sich von der anderen Seite des Ümfangsrandes (36) zu der inneren Seite der Rampe (40) erstreckt und im wesentlichen mittig zu der Rampe (40) angeordnet ist, vorgesehen sind.2. Runner according to claim 1, characterized gekennzei ehn etj that between the constriction parts (n) of two adjacent grooves (38) from the other side of the circumferential edge (36) radially outward to the ramp (40) extending side piece (42) as supporting elements ) and an axial web (44) which extends from the side piece (42) and extends from the other side of the circumferential edge (36) to the inner side of the ramp (40) and is arranged substantially centrally to the ramp (40) , are provided. 3. Läufer nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet , daß als Tragelemente zwei formell getrennte, sich axial über die Breite des Ümfangsrandes erstreckende Stege (48) vorgesehen sind, die vom Einschnürungsteil (n) jeder Nut (38) nach außen zu den Rampen (40) ragen.3. Runner according to claim 1, characterized in that two formally separate, webs (48) extending axially over the width of the circumferential edge are provided, which from the constriction part (n) each groove (38) protrude outwards to the ramps (40). 4. Läufer nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet , daß sich zwischen jeweils zwei benachbarten Nuten (38) axial erstreckende Hohlräume4. Runner according to one of claims 1 to 3, characterized in that there is between each two adjacent grooves (38) axially extending cavities (46) befinden.(46) are located. 109846/1315109846/1315 Le e rs eLe e rs e iteite
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FR (1) FR2092118B1 (en)
GB (1) GB1340937A (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0677645A1 (en) * 1994-03-19 1995-10-18 ROLLS-ROYCE plc A gas turbine engine fan blade assembly

Families Citing this family (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
BE791162A (en) * 1971-11-10 1973-03-01 Penny Robert N TURBINE ROTOR
US4310286A (en) * 1979-05-17 1982-01-12 United Technologies Corporation Rotor assembly having a multistage disk
US4536129A (en) * 1984-06-15 1985-08-20 United Technologies Corporation Turbine blade with disk rim shield
US4595340A (en) * 1984-07-30 1986-06-17 General Electric Company Gas turbine bladed disk assembly
FR2679296B1 (en) * 1991-07-17 1993-10-15 Snecma SEPARATE INTER-BLADE PLATFORM FOR TURBOMACHINE ROTOR WING DISC.
US5271718A (en) * 1992-08-11 1993-12-21 General Electric Company Lightweight platform blade
FR2697051B1 (en) * 1992-10-21 1994-12-02 Snecma Turbomachine rotor comprising a disk whose periphery is occupied by oblique cells which alternate with teeth of variable cross section.
US5310318A (en) * 1993-07-21 1994-05-10 General Electric Company Asymmetric axial dovetail and rotor disk
US6511294B1 (en) 1999-09-23 2003-01-28 General Electric Company Reduced-stress compressor blisk flowpath
US6524070B1 (en) 2000-08-21 2003-02-25 General Electric Company Method and apparatus for reducing rotor assembly circumferential rim stress
US6471474B1 (en) 2000-10-20 2002-10-29 General Electric Company Method and apparatus for reducing rotor assembly circumferential rim stress
JP2003120209A (en) * 2001-10-10 2003-04-23 Mitsubishi Heavy Ind Ltd Sealing structure of spindle bolt and gas turbine
US6764282B2 (en) * 2001-11-14 2004-07-20 United Technologies Corporation Blade for turbine engine
FR2868814B1 (en) * 2004-04-09 2009-12-18 Snecma Moteurs DEVICE FOR ASSEMBLING ANNULAR FLANGES, PARTICULARLY IN A TURBOMACHINE
US7179049B2 (en) * 2004-12-10 2007-02-20 Pratt & Whitney Canada Corp. Gas turbine gas path contour
US7360437B2 (en) * 2005-06-28 2008-04-22 General Electric Company Devices for evaluating material properties, and related processes
US20140174098A1 (en) * 2012-12-20 2014-06-26 United Technologies Corporation Turbine disc with reduced neck stress concentration

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CA590294A (en) * 1960-01-05 Rolls-Royce Limited Axial-flow compressors and turbines
US2452782A (en) * 1945-01-16 1948-11-02 Power Jets Res & Dev Ltd Construction of rotors for compressors and like machines
US3291446A (en) * 1965-04-13 1966-12-13 Chrysler Corp Turbine wheel
GB1093568A (en) * 1965-11-23 1967-12-06 Rolls Royce Improvements in or relating to bladed rotors such as compressor rotors
US3383095A (en) * 1967-09-12 1968-05-14 Gen Electric Lock for turbomachinery blades
US3556675A (en) * 1969-01-29 1971-01-19 Gen Electric Turbomachinery rotor with integral shroud

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0677645A1 (en) * 1994-03-19 1995-10-18 ROLLS-ROYCE plc A gas turbine engine fan blade assembly
US5580217A (en) * 1994-03-19 1996-12-03 Rolls-Royce Plc Gas turbine engine fan blade assembly

Also Published As

Publication number Publication date
FR2092118B1 (en) 1974-10-11
CA943467A (en) 1974-03-12
GB1340937A (en) 1973-12-19
BE766401A (en) 1971-09-16
US3661475A (en) 1972-05-09
FR2092118A1 (en) 1972-01-21

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