DE2741463A1

DE2741463A1 - Turbinenduese

Info

Publication number: DE2741463A1
Application number: DE19772741463
Authority: DE
Inventors: Melvin Bobo; James William Heyser; L D Shotts; Raymond William Wisbey
Original assignee: General Electric Co
Current assignee: General Electric Co
Priority date: 1976-12-16
Filing date: 1977-09-15
Publication date: 1978-06-22
Also published as: FR2374508A1; US4126405A; JPS5376207A

Description

Turbinendüse

Die Erfindung bezieht sich allgemein auf Turbomaschinen und insbesondere auf Schaufelstrukturen ·. für Turbinen.

Beim Ausrichten der mit hoher Geschwindigkeit zu einer Turbinenschaufel strömenden Gase unter einem passenden Winkel wird die stationäre Leitschaufel sehr hohen Temperaturen und Drücken unterworfen. Um diesen Drücken entgegenzuwirken, ist die Turbinendüse, oder deren Segmente, normalerweise an dem Stützgebilde durch Flansche befestigt, die sich radial von dem äußeren oder inneren Band erstrecken und die an dem Stützgebilde angeschraubt sind, um eine relativ feste Kombination bzw. Verbindung zu erhalten. Aufgrund der hohen Temperatur der Gase ist es dann erforderlich, die Düsensegmente durch Abzapfluft von dem Kompressor oder dergleichen zu kühlen. Um die Wirksamkeit einer Turbine zu steigern, ist es erwünscht, die Temperatur der hindurchströmenden Gase zu erhöhen. Dementsprechend sind Hersteller von Turbinenmaschinen ständig bemüht, Materialien zu entwickeln, die dieser Umgebung hoher Drücke und Temperaturen widerstehen können, und gleichzeitig die Verfahren zum Kühlen solcher Gebilde zu verbessern.

809825/0603

274U63

Bei der Entwicklung von Hochtemperaturmaterialien, wie keramischen Stoffen und Oxid-Dispersion-verstärktem Material (oxide-dispersion-strengthened material, ODS material), werden die Vorteile einer zulässigen höheren Temperatur etwas durch die geringere Festigkeit des Materials beeinträchtigt. Bei Düsen, die aus den Materialien niedrigerer Festigkeit hergestellt sind, können keine Flansche benutzt werden, und zwar wegen der übermäßigen Biegebeanspruchung, die sie nicht aushalten können. Dementsprechend müssen aus diesen Materialien hergestellte Segmente anders als mittels Schraubflanschen in dem stationären Gebilde festgelegt werden. Ferner müssen die Halte- bzw. Befestigungsmittel für eine weitgehend gleichförmige Belastungsverteilung, für das differentielle thermische Wachsen der zugeordneten Komponenten und für die Zwangsfreiheit von angrenzenden Komponenten sorgen, die das Düsensegment daran hindern können, sich in passender Weise gegen sein Stützgebilde zu legen bzw. dieses zu belasten, um eine Dichtung bezüglich eines Kühlluftleckstroms in den Strömungspfad zu bilden.

Die Aufgabe der vorliegenden Erfindung besteht in der Schaffung eines verbesserten Düsensegments der genannten Art.

Kurz gesagt werden zur Lösung der gestellten Aufgabe in Übereinstimmung mit einer Ausführungsform der Erfindung die Segmente einer stationären Turbinendüse flexibel bzw. elastisch in dem Stützaufbau der Turbine installiert, und zwar durch Verwendung eines Paares von Ansätzen bzw. Vorsprüngen, die sich gegen das Stützgebilde legen, um auf dieses Umfangsbelastungen zu übertragen, ohne in den Flügeln oder den Bändern hohe Belastungspegel zu erzeugen.

Gemäß einer anderen Ausfuhrungsform der Erfindung erstrecken sich die Ansätze bzw. Vorsprünge radial von den äußeren und inneren Bändern, und zwar einer an jedem Ende der Turbinensegmente, um die Biegemomente und die Bisgebelastungen in den Bändern sowie den Flügelteilen zu verringern.

Gemäß einer anderen Ausführungsform der Erfindung sind die Ansätze bzw. Vorsprünge so angeordnet, daß sie mit einem Ende des Flügelteils zusammenfallen, um hierauf eine Endkappe zu bilden, während das andere Ende des Flügels zu einem Kühlluftraum offen ist, damit Kühlluft in das Innere des Flügels strömen kann.

809825/0603

274H63

Somit tritt Kühlluft durch abwechselnd äußere und innere Bandöffnungen in angrenzende Flügel ein, während die Ansätze bzw. Vorsprünge, die in den anderen Enden der Flügel eingesetzt sind, gleichzeitig als Belastungsanschläge und als Endkappen für die Flügel fungieren.

Bei einer anderen Ausführungsform der vorliegenden Erfindung befinden sich die Ansätze bzw. Vorsprünge an einer axialen Stelle, die in dem bezüglich seiner Form abgeschrägten Element ein ausgleichendes Gegenmoment begründet, so daß die Neigung der aerodynamischen Belastungen, das Segment zu drehen und ein Ende seiner axialen Stützschiene vollständig zu entlasten, ausgeglichen wird, um eine positive Belastung längs der gesamten Oberfläche der Schiene herzustellen und eine örtliche Abtrennung von dem Stützgebilde zu vermeiden, was sonst zu einem Kühlluftleckstrom führen würde.

Die Erfindung wird nachfolgend unter Hinweis auf die Zeichnungen näher erläutert. Es zeigen: Figur 1 - in einer fragmentarischen Schnittansicht eine Turbine

mit dem Düsenaufbau nach der vorliegenden Erfindung, Figur 2 - in einer perspektivischen Ansicht ein Segment der erfindungsgemäßen Düse im Zusammenspiel mit einem angrenzenden, gestrichelt dargestellten Segment, Figur 3 - einen axialen Querschnitt der Flügel längs der Linie 3-3 aus Figur 2 und '

Figur 4 - in einer schematischen Darstellung die Belastungsverteilung an dem Flügelsegment der vorliegenden Erfindung.

Gemäß Figur 1 ist die allgemein bei 1o dargestellte Erfindung in einer Turbomaschine 11 verkörpert, die einen Brenner enthält, welcher ein Treibstoff-Luft-Gemisch zündet und die sich ergebenden heißen Gase stromabwärts zu einer Hochdruckturbine leitet. Diese kann irgendeine Anzahl von Stufen enthalten, wobei jede Stufe eine Reihe von Turbinendüsen und eine Reihe von Turbinenschaufeln aufweist, die in einer bekannten Weise abwechselnd angeordnet sind, wobei in der einzigen dargestellten Stufe die Düsen mit 14 und die Schaufeln mit16 bezeichnet sind. Im Betrieb verlassen die Hochdruck-Hochtemperatur-Gase den Brenner 12 und flies-

809825/0603

27AU63

sen längs des Hauptgasstroms 17, um in die erste Düsen- bzw. Leitschaufelstufe 14 einzutreten, wo die Strömungsrichtung umgelenkt wird, damit der Gasstrom in passender Weise in die Schaufelreihe 16 eintritt, um hierdurch eine Energieübertragung zu ermöglichen und den Turbinenläufer 18 zu drehen. Die heißen Gase fließen fortgesetzt stromabwärts, wobei eine Energieübertragung auf andere Turbinenstufen erfolgt, und schließlich werden die Gase von der Ablaßdüse der Turbomaschine in einem Zustand geringer Energie abgelassen.

Der Stütz- bzw. Halteaufbau für die Hochdruckturbine enthält an der äußeren Seite ein Brennergehäuse bzw. eine Brennerummantelung 19, einen äußeren Turbinenring 21 und eine Turbinenummantelung 22, die durch eine Vielzahl von umfangsmäßig verteilten Schrauben 23 miteinander verbunden sind. An der radial inneren Seite der Turbine befindet sich ein inneres Brennergehäuse 24, das an einem inneren Turbinenring 26 mittels einer Vielzahl von Schrauben 27 befestigt ist. Der innere Turbinenring 26 hat eine ringförmige Nut oder Einbuchtung 28, in der ein Ansatz 29, der sich von der Düse 14 radial einwärts erstreckt, kraftschlüssig angeordnet ist. Ein axialer Vorsprung 31 erstreckt sich von dem inneren Turbinenring 26 nach vorne, um an der Seite des Ansatzes 29 zur Anlage zu kommen, damit dieser an einer Bewegung in Umfangsrichtung gehindert wird. An der Rückseite des inneren Turbinenrings 26 erstreckt sich ein Flansch 32 radial nach außen, um als ein axialer Belastungsanschlag für den rückwärtigen inneren Querbalken 33 zu fungieren, der von dem inneren Band 34 radial einwärts vorsteht, um mit dem Flansch 32 in kraftschlüssigen Eingriff zu kommen. Mit dem inneren Turbinenring 26 ist auch ein Arm bzw. Bügel 36 verbunden, der seinerseits eine stationäre äußere Dichtung 37 abstützt. Das zugeordnete drehbare innere Dichtungsglied 38 wird von einem Arm bzw. Bügel 39 abgestützt, der sich von dem Turbinenläufer 18 nach vorne erstreckt.

An der radial äußeren Seite der Turbinendüse bildet der äußere Turbinenring 21 eine Abstützung mittels eines sich axial erstreckenden Anschlags 41 und eines U-Flansches 42. Der letztere bildet eine Abstützung in der axialen Richtung, indem er mit der Rückseite des hinteren äußeren Querbalkens 43 in Eingriff kommt,

809825/0603

27AH63

welcher sich von dem äußeren Band 44 radial nach außen erstreckt. Der sich axial erstreckende Anschlag 48 kommt in kraftschlüssigen Eingriff mit einem äußeren Ansatz bzw. Vorsprung 46, der sich von der Schaufel bzw. dem Flügel 14 radial nach außen erstreckt, um hierdurch eine Abstützung in der Umfangsrichtung zu bilden.

Die Kühlung der Systemkomponenten erfolgt durch Zirkulation kühler Hochdruckluft in einer allgemein bekannten Weise. Von einer Kompressorabzapfleitung oder dergleichen abgeleitete Kühlluft zirkuliert um den ringförmigen Brenner 12, zwischen dem äusseren Brennergehäuse 19 sowie der äußeren Brennereinlage 49 und zwischen dem inneren Brennergehäuse 24 sowie der inneren Brennereinlage 51. Ein Teil der Kühlluft strömt durch Löcher 52 in der Brennereinlage, um die Innenwandung derselben zu kühlen, während der größte Teil der Luft zum Kühlen der Turbinendüsen und Ummantelungen gemäß der Pfeildarstellung stromabwärts strömt. Die inneren und äußeren Flügelbänder 34 und 44 werden durch das Prallverfahren gekühlt, wobei die Prallplatten 53 und 54 unter engem Abstand parallel zu den inneren und äußeren Bändern 34 und 44 angeordnet sind und eine Vielzahl von darin ausgebildeten kleinen Löchern 56 haben, um Hochdruckkühlluft gegen die Oberflächen der Bänder prallen zu lassen und diesen einen beträchtlichen Kühleffekt zu erteilen. Die Bänder werden weitergekühlt, indem die aufprallende Luft durch diskrete Löcher in den Bändern strömen kann, wodurch zum Schutz der Bänder gegenüber dem heißen Gas ein Kühlluftfilm gebildet wird.

Am vorderen Ende der Flügel- bzw. Leitschaufelstufe besteht natürlich keine Notwendigkeit für irgendeine Abstützung der Flügel, doch ist es erforderlich, den Luftleckstrom zwischen der Brenner- und Flügelstufengrenzstelle zu vermeiden. Dementsprechend wird eine Blattdichtung 57 oder dergleichen durch eine Vielzahl von Stiften bzw. Bolzen 58 an Ort und Stelle gehalten, und diese Blattdichtung befindet sich für diesen Zweck zwischen dem vorderen äußeren Flügelquerbalken 59 und dem rückwärtigen Brennerflansch 61. In ähnlicher Weise ist für denselben Zweck eine Blattdichtung 62 am vorderen inneren Querbalken 63 befestigt.

Ein Turbinendüsen- bzw. -leitschaufelsegment ist in Figur 2 detaillierter dargestellt und enthält die inneren und äuße-

8O982S/0B03

- -fr -

ren Bandsegmente 34 sowie 44, die dazwischen ein fest angeordnetes Paar von unter Umfangsabstand angeordneten flügeiförmigen Schaufel- bzw. Flügelgliedern 64 und 66 haben. Jeder der Leitflügel ist im wesentlichen hohl und hat eine Vielzahl von Löchern 67, die in einer vorbestimmten Weise über die Flügelhaut verteilt sind, um es zu ermöglichen, daß Luft aus dem inneren Hohlraum für Kühlzwecke über die Haut strömt. Damit Kühlluft in den Leitflügel eintreten kann, hat jeder Flügel ein offenes Ende 68, das mit einer Kühlluftverteilerleitung 7o (siehe Figur 1) in Strömungsverbindung steht, um Kühlluft zu den inneren Hohlräumen der Leitflügel strömen zu lassen. Wie es aus den Figuren 2 und 3 ersichtlich ist, sind die offenen Leitflügelenden abwechselnd in den äußeren und inneren Bändern angeordnet, wobei jedes Segment ein dem äußeren Band 44 zugeordnetes offenes Flügelende 68 und ein dem inneren Band 34 zugeordnetes offenes Flügelende 69 hat. Die Leitflügel können einen Pralleinsatz 71 aufweisen, der zum Erleichtern des Kühlvorgangs in ihren inneren Hohlräumen angeordnet ist.

An dem entgegengesetzten Ende eines jeden der Leitflügel befindet sich ein Ansatz zum Abstützen des Segments in der tangentialen Richtung. Wie es ersichtlich ist, hat jedes Düsensegment einen inneren Ansatz 29 und einen äußeren Ansatz 46, wobei jeder Ansatz als Endkappe fungiert, um einen Luftleckstrom aus dem Ende des Leitflügels zu verhindern. Es ist ersichtlich, daß die Ansätze 29 und 46 an entgegengesetzten Umfangsenden des Segments angeordnet sind, so daß die Reaktion des hierauf einwirkenden Stützgebildes zu einem Verringern des Biegemoments in den Leitflügeln und Bändern neigt. Dies steht im Gegensatz zu der Gestaltung, bei der in üblicher Weise eine von einem Ende auskragende bzw. freitragende Ausbildung vorliegt. Jegliche aerodynamische Belastung, die nicht direkt von den Ansätzen aufgenommen und stattdessen durch die Bänder übertragen wird, wird von dem ohne Ansatz ausgebildeten Ende des Leitflügels zu dem angrenzender- Leitflügel übertragen, der einen Ansatz aufweist. Dies führt zu einer Zugbelastung in einem Band und einer Druckbelastung in dem anderen Band für den jeweiligen Teil des Segments. Im Ergebnis ist die einzige auftretende Biegung diejenige aufgrund der Krümmung der Bänder, und diese ist sehr klein. Wenn man den Teil des Segments zwischen den

809825/0603

27AU63

Leitflügeln 64 und 66 betrachtet, werden mit anderen Worten bei einer aerodynamischen Belastung der Leitflügel das äußere Band druckbelastet und das innere Band 34 zugbelastet. Ein zusätzlicher Vorteil des niedrigen Biegebelastungspegels in den Bändern besteht darin, daß die Leitflügel-Band-Verbindung schwach belastet wird und die Verwendung von festigkeitsarmen Verbindungsmethoden, wie Löten oder dergleichen, ermöglicht.

Bei Verwendung einer Lösung mit einer in Abschnitte unterteilten Düse bzw. einem entsprechenden Leitschaufelkranz ist es natürlich notwendig, zwischen den entsprechenden äußeren und inneren Bändern der Segmente Dichtungen 72 und 73 vorzusehen. Jedes Segment kann irgendeine Anzahl von Leitflügeln bzw. -schaufeln haben, wobei die Größe des Segments so gewählt ist, daß die Bogenlänge des Bandes klein genug ist, um das Entstehen von Ringbelastungen zu vermeiden, die zu einem Bandbruch führen könnten.

Wegen der in Figur 4 dargestellten schiefwinkligen bzw. abgeschrägten Form eines Segments neigen die aerodynamischen Belastungen dazu, den Teil zu drehen und ein Ende des axialen Stützbalkens bzw. der axialen Stützschiene vollständig zu entlasten. Dies ist einem Fachmann klar, wenn er die Kräfte betrachtet, die an den Leitflügeldruckzentren dargestellt sind. Wenn die umfangsmäßigen Belastungsanschläge an den Positionen A und B in den äußeren und inneren Bändern angeordnet sind, befinden sich die Reaktionskräfte in weitgehend axialer Ausrichtung mit dem Leitflügeldruckzentrum, und es ergibt sich deshalb keine Versetzung des Drehmoments. Dementsprechend werden die Reaktionskräfte an den Schienen 43 und 33 sehr ungleichförmig verteilt. Beispielsweise betragen in dem äußeren Band an einem Ende des Schienensegments

2
die Drücke 29,8 kp/cm (424 lb/sq in), während an dem äußeren

Ende des Segments die Drücke nur o,42 kp/cm (6 lb/sq in) betragen. In ähnlicher Weise betragen die Drücke an dem Schienensegment 33 32,3 kp/cm (46o lb/sq in) an einem Ende desselben und Null an dem anderen Ende desselben. Eine derartige ungleichmäßige Verteilung ist offensichtlich unerwünscht, da sie dazu neigt, die Segmente zu drehen und eine Leckerscheinung der Kühlluft an den unbelasteten Enden der Segmente zu begründen. Dementsprechend sorgt die vorliegende Erfindung für ein Versetzen (offset) dieses

809825/0603

274H63 - β· -

Drehmoments, indem die Umfangsbelastungsanschläge oder -ansätze in Positionen angeordnet werden, die axial vor den Flügeldruckzentren liegen, so daß ein gegendrehendes Moment erzeugt wird. Bei diesem Aufbau, bei dem der Ansatz an dem äußeren Band an der Position C angeordnet ist, neigt das gegenwirkende Moment dazu, die Kräfte gleichförmiger zu verteilen, wie es mit den durchgezogenen Linien

2 dargestellt ist, um einen Druck von 24, 7 tcp/cm (351 lb/sq in) an

2 einem Ende des Segments und von 5,55 kp/cm (79 lb/sq in) an dem anderen Ende des Segments zu bilden. Wenn der Ansatz an der Position D am inneren Band angeordnet ist, ist die Verteilung in ähnlicher Weise dergestalt, daß der Druck an der Schiene 33 dem Wert

2
27,ο kp/cm (384 lb/sq in) an einem Ende des Segments und von

2,8 kp/cm (4o lb/sq in) an dem anderen Ende des Segments entspricht. Obwohl noch eine ungleichförmige Verteilung vorliegt,

2 2

bilden die Drücke von 5,55 kp/cm (79 lb/sq in) und von 2,8 kp/cm (4o lb/sq in) an den äußeren und inneren Bändern eine ausreichende Belastung an den Schienen, um eine örtliche Trennung von dem Stützgebilde und einen hieraus resultierenden Kühlluftleck zu vermeiden.

809825/0603

Claims

Ansprüche

Turbomaschinen-Düsensegment, bei dem zumindest ein hohler Flügel zwischen äußeren und inneren Bändern angeordnet ist, gekennzeichnet durch Öffnungsmittel in einem der Bänder (34, 44) zum Bilden einer Fluidströmungsverbindung zum Hohlraum des Flügels (64, 66), wobei die Öffnungsmittel mit einem offenen Ende (68, 69) des Flügels (64, 66) zusammenfallen, und durch Umfangsanschlagmittel, die an dem äußeren Band für eine Umfangsreaktion gegen das Rahmengebilde der Turbomaschine befestigt sind, die mit dem anderen Ende des Flügels zusammenfallen und die hierfür eine Endkappe bilden.
2. Düsensegment nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß es ein Paar hohler Flügel (64, 66) enthält und daß jedes der äusseren sowie inneren Bänder (34, 44) Öffnungsmittel und Umfangsanschlagmittel hat.
3. Düsensegment nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß es einen Flügel (64) enthält, welcher an sein äußeres Ende angrenzende Anschlagmittel und an sein inneres Ende angrenzende Öffnungsmittel (69) hat, und einen zweiten Flügel (66) enthält, der an sein inneres Ende angrenzende Anschlagmittel und an sein äußeres Ende angrenzende Öffnungsmittel (68) aufweist.
4. Düsensegment nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Umfangsanschlagmittel ein Gebilde zum axialen Gegenwirken gegen den Rahmenaufbau der Turbomaschine enthalten.

809825/0603
5. Düsensegment nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß sich die axiale Lage des Belastungsanschlags vor den Flügeldruckzentren befindet.
6. Turbinen-Düsensegment, bei dem zumindest ein Paar hohler Flügel zwischen inneren und äußeren Bändern angeordnet ist, gekennzeichnet durch Mittel zum Leiten des Kühlluftstroms durch das äußere Band (44) in einen der Flügel (64, 66) sowie zum Leiten des Kühlluftstroms durch das innere Band (34) in den anderen der Flügel (64, 66) und durch an den äußeren und inneren Bändern (44, 34) angeordnete Umfangsanschläge, die mit den Flügeln (64, 66) an ihren entsprechenden, den Stromleitungsmitteln entgegengesetzten Enden zusammenfallen und die eine ümfangsbelastung auf einen Rahmenaufbau der Turbine übertragen können.
7. Düsensegment nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, daß die Flügel (64, 66) aerodynamische Gebilde aufweisen, die sich radial durch die äußeren und inneren Bänder (34, 44) erstrecken.
8. Düsensegment nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, daß die Stromleitungsmittel eine flügeiförmige öffnung aufweisen, die in jedem der äußeren und inneren Enden bzw. Bändern ausgebildet ist.
9. Düsensegment nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, daß die Umfangsanschläge axial vor den Flügeldruckzentren angeordnet sind.
10. Düsensegment nach Anspruch 6, gekennzeichnet durch an den Rückseiten der Bänder befestigte Querbalken bzw. Schienen, die axiale Kräfte auf das abstützende Gebilde übertragen können, und zwar an Stellen, die sich in weitgehend radialer Ausrichtung mit den Bändern (34, 44) befinden.
11. Düsensegment nach Anspruch 1o, dadurch gekennzeichnet, daß die Umfangsanschläge axial vorne an dem Flügel (64, 66) angeordnet

80982B/0603

17 U U 6 3

sind, um in bezug auf die Flügeldruckzentren ein Moment zu erzeugen und hierdurch einen positiven Belastungszustand an den Schienen während einer aerodynamischen Belastung zu bilden.

809825/0603