DE2642631A1 - VANE WHEEL COVER FOR TURBINES AND COMPRESSORS - Google Patents
VANE WHEEL COVER FOR TURBINES AND COMPRESSORSInfo
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Description
TER MEER - MÜLLER - STEINMEISTERTER MEER - MÜLLER - STEINMEISTER
Triftstraße 4 ^ Siekerwall 7Triftstrasse 4 ^ Siekerwall 7
22. Sep, 197622nd Sep, 1976
PG23-76191PG23-76191
Nissan Motor Company, No. 2, Takara-machiNissan Motor Company, No. 2, Takara-machi
Kanagawa-ku,Kanagawa-ku,
Yokohama City, JAPANYokohama City, JAPAN
Flügelradmantel für Turbinen und Kompressoren Impeller casing for turbines and compressors
Die Erfindung betrifft einen Flügelradmantel für Turbinen und Kompressoren gemäß dem Oberbegriff des Hauptanspruchs.The invention relates to an impeller casing for turbines and compressors according to the preamble of the main claim.
Die Erfindung bezieht sich auf die Kombination eines Flügelrades und eines Mantelabschnitts in Turbinen und Kompressoren, insbesondere auf einen Mantelabschnitt mit einer abreibbaren Dichtungsschicht auf seiner inneren Oberfläche zur Erzielung eines optimal engen Lauf abstandes zwischen dem Mantel und den Flügelspitzen des Flügelrades.The invention relates to the combination of an impeller and one Shell section in turbines and compressors, in particular on a shell section with an abradable sealing layer on its inner surface to achieve an optimally narrow running distance between the jacket and the wing tips of the impeller.
Bei Turbinen und dynamischen Kompressoren in Axial- und Zentrifugalbauweise ist es notwendig, einen Laufabstand angemessener Breite zwischen den Flügelspitzen eines Flügelrades und der inneren Oberfläche eines Mantelsegments herzustellen, das das Flügelrad einschließt, so daß die Flügel nicht in Berührung mit der Manteloberfläche gelangen und beim Betrieb abbrechen.For turbines and dynamic compressors in axial and centrifugal design it is necessary to have a running distance of reasonable width between the wing tips of an impeller and the inner surface of a shell segment manufacture, which includes the impeller, so that the blades do not come into contact with the jacket surface and break off during operation.
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Es ist sehr wesentlich, daß der Laufabstand eine angemessene und sehr geringe Breite hat. Vfenn der Abstand bei einer Turbine zu groß ist, gelangt ein Teil des Arbeitfluids in einem Zustand hoher Energie an dem Flügelrad vorbei, ohne Arbeit zu leisten, so daß die Turbine mit unzureichender Wirksamkeit arbeitet. Bei einem Kompressor führt ein zu großer Abstand zu einer Senkung der Kompressionsleistung aufgrund eines Gegenstranes eines Teils des komprimierten Arbeitfluids. Daher sollte der Laufabstand so gering wie möglich sein, so lange gewährleistet ist, daß die Flügelspitzen nicht in Berührung mit dem Mantel gelangen.It is very important that the walking distance be of adequate and very small width. Vfenn is the distance for a turbine is large, part of the working fluid in a high energy state passes the impeller without doing any work, so that the turbine is working with insufficient efficiency. In the case of a compressor, too great a distance leads to a reduction in the compression performance due to an opposing tension of part of the compressed air Working fluids. Therefore, the walking distance should be as short as possible as long as it is ensured that the wing tips do not come into contact with the mantle.
In der Praxis beträgt der Lauf abstand 1-3% der Flügelhöhe. Es ist jedoch sehr schwierig, den Mantel herzustellen und mit dem Flügelrad zusammenzumontieren und zugleich den Abstand in dem gewünschten Bereich zu halten, insbesondere bei Maschinen mit relativ geringer Flügelhöhe wie bei kleinen Gasturbinen. Der Abstand wird nicht nur durch die Genauigkeit der Bearbeitungsvorgänge, sondern auch durch schwierig zu steuernde Faktoren wie thermische Spamungen und Schwingungen während des Betriebes beeinflußt.In practice, the running distance is 1-3% of the sash height. It is however, it is very difficult to manufacture the jacket and to assemble it with the impeller and at the same time the distance in the desired one Maintain range, especially in machines with relatively low wing heights such as small gas turbines. The distance just won't due to the accuracy of the machining processes, but also due to factors that are difficult to control such as thermal spam and vibrations influenced during operation.
Aus den angegebenen Gründen ist die innere Oberfläche des Mantels bei herkömmlichen Turbinen und dynamischen Kompressoren üblicherweise mit einer abreibbaren Dichtungsschicht in einem Bereich gegenüber den Flügelspitzen des Flügelrades versehen.For the reasons given, the inner surface of the shell is common in conventional turbines and dynamic compressors provided with an abradable sealing layer in an area opposite the wing tips of the impeller.
Beispielsweise wird eine bienenwabenförmige Anordnung aus einer korrosionsfesten Legierung, wie etwa nicht rostendem Stahl mit einer Dicke von etwa 3 - 7 mm an der inneren Oberfläche des Mantels gegenüber den. Flügelspitzen durch Hartlöten in Axialturbinen von Flugzeugantriebsdüsen befestigt. Der Abstand zwischen den Flügelspitzen und der Bienenwabenanordnung kann im wesentlichen auf Null verringert sein, da die Bienenwabenanordnung ohne weiteres in dem gewünschten Maße zusammenknickt, wenn die Flügelspitzen diese während des Betriebs der Turbine berühren. Die Bienenwabenanordnung ist jedoch zu teuer für Turbinen und Kompressoren des üblichen Gebrauchs.For example, a honeycomb-shaped assembly made of a corrosion-resistant alloy such as stainless steel with a Thickness of about 3 - 7 mm on the inner surface of the jacket opposite the. Wing tips by brazing in axial turbines of aircraft propulsion nozzles attached. The distance between the wing tips and the honeycomb assembly can be reduced to substantially zero be because the honeycomb arrangement easily collapses to the desired extent when the wing tips these during operation touch the turbine. The honeycomb arrangement, however, is too expensive for turbines and compressors of common use.
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Ein weiteres Beispiel einer herkömmlichen, abreibbaren Dichtungsschicht besteht in einem Aufbringen eines keramischen Materials auf der inneren Oberfläche des Mantels, beispielsweise in einem Zentrifugal-Kompressor einer Kraftfahrzeug-Gasturbine, durch Aufbri ngen mit Hilfe von Flammspritzen. Die Schicht weist eine Dicke von etwa 0,3 - 0,8 mm auf. Ein in gewünschter Weise enger Abstand entsteht dadurch, daß die Oberfläche dieser Schicht durch die Spitzen der umlaufenden Flügel abgeschabt wird. Diese Schicht hat den Nachteil, daß sie sich von der Haube aufgrund geringer Haftkraft an der Haubenoberfläche trennen kann. Außerdem erfordert die Aufbringung in hohem Maße Zeit und Arbeitskraft.Another example of a conventional abradable sealing layer is an application of a ceramic material on the inner surface of the shell, for example in a centrifugal compressor of a motor vehicle gas turbine, by Aufbri ning with the help of flame spraying. The layer has a thickness of about 0.3-0.8 mm. A narrower in a desired way Distance is created by the fact that the surface of this layer is scraped off by the tips of the revolving wings. This layer has the disadvantage that it can separate from the hood due to the low adhesive force on the hood surface. Also requires the raising of a large amount of time and manpower.
Die Erfindung ist darauf gericht, im Hinblick auf Turbinen und dynamische Kompressoren ein Haubensegment zum Ongeben eines Flügelrades zu schaffen, das eine verbesserte abreibbare Dichtungsschicht mit ausgezeichneten Abriebqualitäten, guter Haltbarkeit und geringen Herstellungskosten auf der inneren Oberfläche aufweist und zur Bildung eines Laufabstandes seftr geringer Breite in Bezug auf die Flügelspitzen des Flügelrades führt.The invention is directed, with regard to turbines and dynamic compressors a hood segment to give an impeller to provide an improved abradable sealing layer with excellent abrasion qualities, good durability and low Has manufacturing costs on the inner surface and to form a running distance seftr small width with respect to the Leading wing tips of the impeller.
Die Merkmale der Erfindung ergeben sich im einzelnen aus dem kennzeichnenden Teil des Hauptanspruchs.The features of the invention emerge in detail from the characterizing Part of the main claim.
Erfindungsgemäß weist das Mantelsegment bei einer Maschine der angegebenen Art eine abreibbare Dichtungschicht aus einer gebrannten oder gebackenen Mischung aus keramischen Fasern und einem anorganischen Binder auf, die auf die innere Oberfläche des Mantelsegments aufgebracht ist. Die Dichtungsschicht ist entsprechend der Form des Flügelrades der Maschine geformt und konzentrisch in Bezug auf das Flügelrad angeordnet, so daß die Oberfläche der Dichtungsschicht, die den Flügelspitzen gegenüber liegt, im Querschnitt quer zu der Drehachse des Flügelrades kreisbogenförmig ist und nahezu in Berührung mit den Spitzen der Flügel steht.According to the invention, the jacket segment has the specified in a machine Kind of an abradable sealing layer made of a fired or baked mixture of ceramic fibers and an inorganic one Binder, which is applied to the inner surface of the jacket segment. The sealing layer is according to the shape of the Shaped impeller of the machine and arranged concentrically with respect to the impeller, so that the surface of the sealing layer, which lies opposite the wing tips, is in cross-section transverse to the axis of rotation of the impeller and is almost in contact with the tips of the wings.
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Die abreibbare Dichtungsschicht liegt vorzugsweise in einer Aussparung in der inneren Oberfläche des Mantelsegments, die im wesentlichen dieselbe Form wie die Dichtungsschicht aufweist.The abradable sealing layer is preferably located in a recess in the inner surface of the jacket segment, which is substantially the same shape as the sealing layer.
Das Material der abreibbaren Dichtungsschicht der vorliegenden Erfindung ist vor dem Brennen oder Backen pastenförmig. Verschiedene Kombinationen herkömmlicher keramischer Fasern und anorganischer Bindemittel können für diese Dichtungsschicht verwendet werden. Eine Paste kann hergestellt werden durch Kneten des Gemisches aus einer keramischen Faser und einem anorganischen Bindemittel. Es gibt auch einige Arten von im Handel erhältlichen Gemischen aus keramischer Faser und einem anorganischen Bindemittel zur verwendung als Auskleidungsmaterial für Gehäuse von Gasturbinen. Bevorzugte Beispiele sind "IDS Moldable" der Firma TOSHIBA MONOFLUX Co., Japan mit einem Anteil von etwa 62 Gew.-% Al3O3 und etwa 38 Gew.-% SiO2 und "PROCAL" der Firma FOSECO CO., England mit etwa. 21 Gew.-% Al3O3 und 73 Gew.-% SiO3.The material of the abradable sealant layer of the present invention is pasty prior to firing or baking. Various combinations of conventional ceramic fibers and inorganic binders can be used for this sealing layer. A paste can be prepared by kneading the mixture of a ceramic fiber and an inorganic binder. There are also some types of commercially available mixtures of ceramic fiber and an inorganic binder for use as a lining material for gas turbine housings. Preferred examples are "IDS Moldable" from TOSHIBA MONOFLUX Co., Japan with a proportion of about 62% by weight Al 3 O 3 and about 38% by weight SiO 2 and "PROCAL" from FOSECO CO., England approximately. 21% by weight Al 3 O 3 and 73% by weight SiO 3 .
Ein Verfahren zur Herstellung der abreibbaren Dichtungsschicht der vorliegenden Erfindung besteht darin, daß man das Material in Pastenform auf die innere Oberfläche des Mantels aufbringt vorzugsweise durch Eindrücken des Materials in eine geeignet geformte Aussparung in der Manteloberfläche, und daß man das aufgebrachte Material sodann brennt. Eine andere Möglichkeit besteht darin, das Material außerhalb des Mantels in geeigneter Weise zu formen und zu brennen und sodann auf der inneren Oberfläche des Mantels anzubringen. Der innere Durchmesser der abreibbaren Dichtungsschicht wird schließlich nach dem Anbringen der Dichtungsschicht an den Mantel und der Montage des Mantels mit dem Flügelrad dadurch eingestellt, daß das Flügelrad gedreht wird, so daß ein Oberflächenbereich der Dichtungsschicht durch die Flügelradspitzen abgeschabt wird, bis ein optimal und im wesentlichen·, auf Null verringerter Lauf abstand besteht. One method of making the abradable sealant layer of the present invention is by placing the material in Paste form is applied to the inner surface of the jacket, preferably by pressing the material into a suitably shaped recess in the jacket surface, and that the applied material is then fired. Another option is to do that Appropriately shaping and firing material outside of the jacket and then applying it to the inner surface of the jacket. The inner diameter of the abradable sealing layer is finally determined after the sealing layer is attached to the jacket and the assembly of the shell with the impeller adjusted by rotating the impeller so that a surface area of the Sealing layer is scraped off by the impeller tips until there is an optimal and essentially · reduced to zero running distance.
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Die auf diese Weise entstehende abreibbare Dichtungsschicht weist eine ausreichende Festigkeit bei hohen Temperaturen bis beispielsweise 13000C auf,und sie bietet eine gute Wärneisolierungsfähigkeit. Die Oberfläche der abreibbaren Dichtungsschicht aus dem erwähnten Material kann mit hoher Präzisio η fertiggestellt werden, da dieses Material keine Bruchstücke abgibt, wenn es durch die Flügelspitzen abgeschabt wird, sondern lediglich feine, pulverförmige Teilchen freigibt.The thus created abradable seal layer has a sufficient strength at high temperatures of up to for example 1300 0 C, and it provides a good Wärneisolierungsfähigkeit. The surface of the abradable sealing layer made of the material mentioned can be finished with high precision, since this material does not give off any fragments when it is scraped off by the wing tips, but only releases fine, powdery particles.
Im folgenden werden bevorzugte Ausführungsbeispiele der Erfindung anhand der beigefügten Zeichnung näher erläutert.In the following, preferred exemplary embodiments of the invention are explained in more detail with reference to the accompanying drawings.
Fig. 1 ist ein senkrechter Teilschnitt einer Axialturbine mit einer erfindungsgemäßen abreibbaren Dichtungsschicht; Fig. 1 is a partial vertical section of an axial turbine with an abradable sealing layer according to the invention;
Fig.2 ist ein teilweise: Querschnitt entlang der Linie 2-2 der Fig.1;Fig.2 is a partial cross-section along the Line 2-2 of Figure 1;
Fig.3 ist ein Querschnitt ähnlich Fig.2, zeigt jedoch eine abgewandelte Einrichtung zur korrekten Ausrichtung der abreibbaren Dichtungsschicht;Fig.3 is a cross-section similar to Fig.2, but shows modified means for properly aligning the abradable sealant layer;
Fig.4 ist ein Teilschnitt einer Zentrifugalturbine mit einer abreibbaren Dichtungsschicht gemäß der Erfindung;Fig.4 is a partial section of a centrifugal turbine with an abradable sealing layer according to the invention;
Fig.5,6 sind teilsweise Längsschnitte eines Axialkompressors und eines Zentrifugalkompressors und veranschaulichen die Anwendung der Erfindung auf diese Kompressoren.Fig.5,6 are partial longitudinal sections of an axial compressor and a centrifugal compressor and illustrate the application of the invention to these compressors.
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Bei einer Axialturbine gemäß Fig.1 ist eine Düsenanordnung 1o und ein Flügelrad 12 von einem Mantelsegment 16 umgeben, das einen im wesenlichen zylindrischen Querschnitt aufweist und das Flügelrad 12 einschließt. Das Mantelsegment 16 begrenzt im Inneren einen Gaskanal 18 zusammsn mit einem weiteren Mantelsegment 2o stromabwärts des Flügelrades 12.In an axial turbine according to FIG. 1, a nozzle arrangement 1o and an impeller 12 surrounded by a jacket segment 16 which has an essentially cylindrical cross section and which Impeller 12 includes. The jacket segment 16 delimits the inside a gas duct 18 together with a further jacket segment 2o downstream of the impeller 12.
Erfindungsgemäß ist eine ringförmige Aussparung 22 in der inneren Oberfläche 16a des Mantelsegments 16 gegenüber den Spitzen 14a der Flügel 14 vorgesehen. Diese Aussparung ist mit einer abreibbaren Dichtungsschicht 24 ausgefüllt. Die Spitzen der Flügel stehen nahezu in Berührung mit der Dichtungsschicht 24. Wie zuvor erwähnt wurde, besteht die abreibbare Dichtungsschicht 24 aus einem gebrannten Gemisch aus einer keramischen Faser und einem anorganischen Bindemittel. Die Dichtungsschicht 24 kann in die ringförmige Aussparung in pastenförmigem Zustand hineingedrückt und sodann gebrannt werden. Andernfalls kann das Gemisch ringförmig oder bogenförmig geformt und gebrannt werden und anschließend in die Aussparung 22 eingebracht werden.According to the invention there is an annular recess 22 in the inner surface 16a of the jacket segment 16 opposite the tips 14a the wing 14 is provided. This recess is filled with an abradable sealing layer 24. The tips of the wings are nearly in contact with the sealing layer 24. As previously mentioned, the abradable sealing layer 24 is made from a fired mixture of a ceramic fiber and an inorganic binder. The sealing layer 24 can be in the annular recess pressed in in a paste-like state and then fired. Otherwise the mixture can be ring-shaped or formed in an arc shape and fired and then introduced into the recess 22.
Die abreibbare Dichtungsschicht 24 weist nicht denselben Wärmeausdehnungskoeffizienten auf wie das Mantelsegment 16. Folglich kann sich die Dichtungsschicht 24 in bestimmtem Maße beim Betrieb der Turbine verwerfen, so daß die konzentrische Anordnung der Dichtungsschicht 24 in bezug auf das Flügelrad 14 verloren geht und der Lauf abstand 26 zwischen den Flügelspitzen 14a und der Dichtungsschicht 24 geändert wird. Es ist daher vorzuziehen, eine Einrichtung zur Aufrechterhaltung der konzentrischen Anordnung der Dichtungsschicht 24 in bezug auf das Flügelrad 14 zu verwenden. Bei der Turbine der Fig.1 und sind mehrere, im allgemeinen drei bis sechs radiale Bohrungen 28 in kreisförmiger Verteilung in der Dichtungsschicht 24 und dem Mantelsegment 16 vorgesehen. Ein Stift ist in jede dieser radialen Bohrungen 28 von außerhalb des Mantelsegments 16 eingefügt, und eine Metallhülse 32 ist fest in die Bohrung 28 der Die hbungsschicht 24 eingesetzt und liegt am Boden der Aussparung 22. Der Stift ^o ist in bezug auf das MantelsegmentThe abradable sealing layer 24 does not have the same coefficient of thermal expansion on like the jacket segment 16. Consequently, the sealing layer 24 can move to a certain extent during operation the turbine discard, so that the concentric arrangement of the sealing layer 24 with respect to the impeller 14 is lost and the Running distance 26 between the wing tips 14 a and the sealing layer 24 is changed. It is therefore preferable to have a facility to maintain the concentric arrangement of the sealing layer 24 with respect to the impeller 14. at of the turbine of FIG. 1 and are several, generally three to six radial bores 28 in a circular distribution in the sealing layer 24 and the jacket segment 16 is provided. A pin is in each of these radial bores 28 from outside the shell segment 16 inserted, and a metal sleeve 32 is firmly inserted into the bore 28 of the lifting layer 24 and lies on the ground the recess 22. The pin ^ o is with respect to the jacket segment
beispielsweise durch Pressitz in der Bohrung 28 des Mantelsegments 16 festgelegt, kann jedoch in bezug auf die Metallhülse 32 gleiten. Wenn das Mantelsegment 16 eine Bewegung in bezug auf die Dichtungsschicht 24 unter dem Einfluß von Wärme durchführt, verhindern die Stifte 3o, die im Umfang verteilt und jeweils gleitend durch die Hülsen 32 aufgenommen sind, daß die Dichtungsschicht 24 eine unregelmäßige Verformung oder Verwerfung in Radialrichtung erfährt, so daß die Dichtungsschicht in konzentrischer Anordnung in bezug auf das Flügelrad 14 gehalten wird.For example, set by press fit in the bore 28 of the jacket segment 16, but can with respect slide onto the metal sleeve 32. When the jacket segment 16 moves with respect to the sealing layer 24 Performs under the influence of heat, prevent the pins 3o, which are distributed in the circumference and each sliding are received by the sleeves 32 that the sealing layer 24 an irregular deformation or warping in the radial direction, so that the sealing layer in a concentric arrangement with respect to the Impeller 14 is held.
Die Aufrechterhaltung der konzentrischen Anordnung kann auch durch andere Lösungsmittel erreicht werden. Beispielsweise kann eine Feder 34 gemäß Fig.3 am Boden der ringförmigen Aussparung 22 zwischen der Dichtungsschicht 24 und dem Mantelsegment 16 gleichmäßig über den gesamten Umfang angeordnet werden.Other solvents can also be used to maintain the concentric arrangement. For example can a spring 34 according to Figure 3 at the bottom of the annular recess 22 between the sealing layer 24 and the jacket segment 16 are arranged evenly over the entire circumference.
Die endgültige Anpassung des Innendurchmessers der abreibbaren Dichtungsschicht erfolgt nach der Anbringung der Dichtungsschicht 24 in der ringförmigen Aussparung 22 und der Montage des Mantelsegments 16 mit dem Flügelrad 14. Dadurch wird der Laufabstand 16 zwischen den Flügelspitzen 14a und der entsprechenden inneren Oberfläche der Dichtungsschicht 24 auf das notwendige Minimum eingestellt. Unmittelbar nach der Montage weist die Dichtungsschicht 24 einen derartigen Innendurchmesser auf, daß die Flügelspitzen 14a die Dichtungsschicht 24 mit Übermaß berühren. Sodann wird das Flügelrad 14 gedreht,so daß der Umfangsbereich der Dichtungsschicht 24 durch die Flügelspitzen 14a soweit abgeschabt wird, daß kein nennenswerter Widerstand gegenüber der Drehung des Flügelrades 14 zurückbleibt. Fig.4 zeigtThe final adjustment of the inner diameter of the abradable The sealing layer takes place after the sealing layer 24 has been applied in the annular recess 22 and the assembly of the shell segment 16 with the impeller 14. This increases the running distance 16 between the wing tips 14a and the corresponding inner surface of the sealing layer 24 are set to the necessary minimum. Direct after assembly, the sealing layer 24 has an inner diameter such that the wing tips 14a touch the sealing layer 24 excessively. Then the impeller 14 is rotated so that the peripheral region of the Sealing layer 24 is scraped off by the wing tips 14a to such an extent that there is no appreciable resistance to it the rotation of the impeller 14 remains behind. Fig.4 shows
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die Anwendung der Erfindung auf eine Zentrifugal- oder Radialturbine. Ein Flügelrad 4o mit Flügeln 42 befindet sich auf einer Ausgangswelle 44. Ein Mantel 46 mit kreisförmigem Querschnitt umgibt das Flügelrad 4o.the application of the invention to a centrifugal or radial turbine. An impeller 4o with blades 42 is located on an output shaft 44. A jacket 46 with a circular cross-section surrounds the impeller 4o.
Eine Aussparung 48 ist in der inneren Oberfläche 46a des Mantels 46 in einem Bereich gegenüber den Spitzen 42a der Flügel 42 vorgesehen und dient zur Aufnahme einer Dichtungsschicht 5o. Die Aussparung 48 ist im Querschnitt im wesentlichen ringförmig und im Längsschnitt entsprechend dem Profil der Flügel 42 gekrümmt. Die Dichtungsschicht besteht aus demselben Material wie die Dichtungsschicht der Fig.1 und weist im wesentlichen dieselbe Form wie die Aussparung 48 auf.A recess 48 is in the inner surface 46a of the shell 46 in an area opposite the tips 42a the wing 42 is provided and serves to accommodate a sealing layer 5o. The recess 48 is in cross section essentially ring-shaped and curved in longitudinal section in accordance with the profile of the wings 42. The waterproofing layer consists of the same material as the sealing layer of Figure 1 and has essentially the same shape as that Recess 48 on.
Eine Anzahl von Stiften 52 sind im Umfang verteilt angeordnet und erstrecken sich radial von dem Mantel 46 in Richtung der Dichtunsschicht 5o, wie es in bezug auf die Stifte 3o gemäß Fig.1 und 2 beschrieben worden ist. Die Stifte 52 dienen dazu, eine in ümfangsrichtung ungleichförmige Trennung der Dichtungsschicht vom Boden der Aussparung 48 und eine ungleichmäßige Änderung des Laufabstands 56 zwischen den Flügelspitzen 42a und der Dichtungsschicht 5o aufgrund unterschiedlicher thermischer Ausdehnungskoeffizienten zwischen dem Mantelsegment 46 und der Dichtungsschicht 5o zu verhindern. Die äußere Oberfläche der abreibbaren Dichtungsschicht 5o wird in der Weise angepaßt, wie es in bezug auf die Dichtungsschicht 24 der Fig.1 erläutert worden ist. Ein Dichtungsring 58 befindet sich am Boden der Aussparung 48 und verhindert einen Durchtritt des Arbeitsgases durch einen Zwischenraum zwischen dem Boden der Aussparung 48 und der Dichtungsschicht 5o aufgrund vonA number of pins 52 are arranged circumferentially and extend radially from the jacket 46 in FIG Direction of the sealing layer 5o, as has been described with reference to the pins 3o according to FIGS. the Pins 52 serve to ensure a non-uniform separation of the sealing layer from the bottom of the recess in the circumferential direction 48 and an uneven change in the running distance 56 between the wing tips 42a and the sealing layer 5o due to different thermal expansion coefficients to prevent between the jacket segment 46 and the sealing layer 5o. The outer surface the abradable sealing layer 5o is adapted in the manner as it is with respect to the sealing layer 24 of FIG has been explained. A sealing ring 58 is located at the bottom of the recess 48 and prevents the passage of the Working gas through a gap between the bottom of the recess 48 and the sealing layer 5o due to
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Druckdifferenzen zwischen dem vorderen und hinderen Bereich des Flügelrades 4o. Bei einer Axialturbine ist ein derartiger Dichtungsring 58 nicht erforderlich, da die Druckdifferenz relativ gering ist.Differences in pressure between the front and rear areas of the impeller 4o. In the case of an axial turbine such a sealing ring 58 is not required because the pressure difference is relatively small.
Fig.5 zeigt die Anwendung der Erfindung auf einem Axialkompressor mit einem Mantelsegment 6o und einem Flügelrad 63. Ähnlich wie bei einer Axialturbine gemäß Fig.1 ist eine ringförmige Aussparung 66 in der inneren Oberfläche 6oa des Mantelsegments vorgesehen. Die Aussparung nimmt eine abreibbare Dichtungsschicht 68 auf, so daß die Spitzen 64a der Flügel 64 des Flügelrades 62 nahezu in Berührung mit der äußeren Oberfläche der Dichtungsschicht 68 gelangen. Gemäß Fig.6 ist bei einem Zentrifugalkompressor mit einem Mantelsegment 7o und einem Flügelrad 72 mit Flügeln 74 eine abreibbare Dichtungsschicht 78 in einer Aussparung 76 vorgesehen, die sich in der inneren Oberfläche 7oa des Mantelsegments 7o befindet und einen angemessenen Laufabstand zwischen den Flügelspitzen 74a und dem Mantelsegment 7o gewährleistet. Die Dichtungsschicht 78 ist im wesentlichen in derselben Weise ausgebildet wie die Dichtungsschicht 5o der Zentrifugalturbine der Fig.4. Die abreibbaren Dichtungsschichten 68 und bestehen aus einem gebrannten Gemisch aus einer keramischen Faser und einem anorganischen Bindemittel. Sie können außerhalb der MantelSegmente 6o oder 7o geformt und gebacken und dann in den Aussparungen 66 oder 76, beispielsweise mit Hilfe eines Klebstoffes befestigt werden. Andererseits kann ein kastenförmiges Gemisch aus einer keramischen Faser und einem anorganischen Bindemittel in die Aussparungen 66 und 76 eingedrückt und anschließend gebrannt werden.5 shows the application of the invention to an axial compressor with a jacket segment 6o and an impeller 63. Similar to an axial turbine according to FIG an annular recess 66 is provided in the inner surface 6oa of the shell segment. The recess takes an abradable sealing layer 68 so that the tips 64a of the vanes 64 of the impeller 62 almost in Come into contact with the outer surface of the sealing layer 68. According to Fig.6 is in a centrifugal compressor with a jacket segment 7o and an impeller 72 with blades 74 an abradable sealing layer 78 in a recess 76 is provided which is located in the inner surface 7oa of the jacket segment 7o and one adequate walking distance between the wing tips 74a and the jacket segment 7o ensured. The sealing layer 78 is formed in substantially the same manner like the sealing layer 5o of the centrifugal turbine of FIG. The abradable sealing layers 68 and consist of a fired mixture of a ceramic fiber and an inorganic binder. You can go outside of the shell segments 6o or 7o shaped and baked and then fastened in the recesses 66 or 76, for example with the aid of an adhesive. On the other hand, can a box-shaped mixture of a ceramic fiber and an inorganic binder in the recesses 66 and 76 and then fired.
Normalerweise ist es nicht erforderlich, eine Differenz inUsually it is not necessary to make a difference in
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dem Wärmeausdehnungskoeffizienten zwischen den Mantelsegmenten 60 und 7ο und den Dichtungsschichten 68 und 78 zu berücksichtigen, da Kompressoren nicht mit sehr hohen Temperaturen arbeiten. Folglich ist es nicht erforderlich, die Dichtungsschichten 68 und 78 der Kompressoren gemäß Fig.5 und 6 mit Einrichtungen zu versehen, die die konzentrische Anordnung der Dichtungsschichten gewährleisten, wie es etwa bei den Stiften und 52 der zuvor beschriebenen Turbinen der Fall ist. Außerdem ist ein Dichtungsring' 58 gemäß Fig.4 nicht erforderlich. the coefficient of thermal expansion between the jacket segments 60 and 7ο and the sealing layers 68 and 78, as compressors do not operate at very high temperatures. Consequently, it is not necessary to provide the sealing layers 68 and 78 of the compressors according to FIGS. 5 and 6 with devices, which ensure the concentric arrangement of the sealing layers, as is the case with the pins and 52 of the turbines previously described is the case. In addition, a sealing ring 58 according to FIG. 4 is not required.
Aus den zuvor beschriebenen Beispielen geht hervor, daß ein sehr enger Laufabstand zwischen den Flügelspitzen und der inneren Oberfläche des Mantelsegments hergestellt werden kann, indem eine abreibbare Dichtungsschicht gemäß der Erfindung in einer Turbine oder einem dynamischen Kompressor vorgesehen wird. Folglich wird eine verbesserte Wärmeisolierung für ein Arbeitsgas in einer Turbine und ein verbessertes Kompressionsverhältnis in einem Kompressor erzielt. Der Vorteil der Verwendung einer abreibbaren Dichtungsschicht ist insbesondere von Bedeutung bei kleinen Gasturbinen. Die abreibbare Dichtungsschicht kann relativ dick sein, so daß sie kaum von dem Mantelsegment getrennt werden kann und einen angemessenen Laufabstand während des Betriebes der Turbine oder des Kompressors ermöglicht. Außerdem ist die abreibbare Dichtungsschicht leichter und mit geringeren Kosten herzustellen als herkömmliche Lösungen zu demselben Zweck. Wegen des außerordentlich geringen Abstandes zwischen den Flügelspitzen und dem Mantelsegment, der sich durch die abreibbare Dichtungsschicht ergibt, können die Flügelspitzen gelegentlich während des Betriebes mit der abreibbaren Dichtungsschicht in Berührung kommen.From the examples described above, it can be seen that there is a very narrow walking distance between the wing tips and the inner surface of the clad segment can be by putting an abradable sealing layer according to the invention in a turbine or a dynamic Compressor is provided. As a result, there is improved thermal insulation for a working gas in a turbine and achieved an improved compression ratio in a compressor. The advantage of using an abradable sealant layer is particularly important in small gas turbines. The abradable sealing layer can be relatively thick so that it can hardly be separated from the shell segment and a reasonable walking distance during operation the turbine or the compressor. In addition, the abradable sealing layer is lighter and with at a lower cost than conventional solutions for the same purpose. Because of the extremely small distance between the wing tips and the shell segment, which results from the abradable sealing layer, the wing tips can occasionally come into contact with the abradable sealing layer during operation.
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Ein derartiger Kontakt ist jedoch unproblematisch, da die abreibbare Dichtungsschicht leicht durch die Spitzen der umlaufenden Flügel abgeschabt werden kann, ohne daß Bruchstücke herausgebrochen werden, die größer als pulverförmige Teilchen sind.Such a contact is unproblematic, however, since the abradable sealing layer easily penetrates the tips of the revolving wing can be scraped off without breaking out fragments that are larger than powdery ones Particles are.
- Patentansprüche -- patent claims -
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