DE3407946A1 - Einrichtung zur verhinderung der ausbreitung von titanfeuer bei turbomaschinen, insbesondere gasturbinen- bzw. gasturbinenstrahltriebwerken - Google Patents

Einrichtung zur verhinderung der ausbreitung von titanfeuer bei turbomaschinen, insbesondere gasturbinen- bzw. gasturbinenstrahltriebwerken

Info

Publication number
DE3407946A1
DE3407946A1 DE19843407946 DE3407946A DE3407946A1 DE 3407946 A1 DE3407946 A1 DE 3407946A1 DE 19843407946 DE19843407946 DE 19843407946 DE 3407946 A DE3407946 A DE 3407946A DE 3407946 A1 DE3407946 A1 DE 3407946A1
Authority
DE
Germany
Prior art keywords
titanium
gas turbine
static
conductive layer
rotor
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
DE19843407946
Other languages
English (en)
Other versions
DE3407946C2 (de
Inventor
Joachim Dipl.-Ing. 8060 Dachau Popp
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
MTU Aero Engines GmbH
Original Assignee
MTU Motoren und Turbinen Union Muenchen GmbH
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by MTU Motoren und Turbinen Union Muenchen GmbH filed Critical MTU Motoren und Turbinen Union Muenchen GmbH
Priority to DE19843407946 priority Critical patent/DE3407946A1/de
Priority to FR8501693A priority patent/FR2560641B1/fr
Priority to US06/704,525 priority patent/US4659282A/en
Priority to GB08505336A priority patent/GB2155550B/en
Publication of DE3407946A1 publication Critical patent/DE3407946A1/de
Application granted granted Critical
Publication of DE3407946C2 publication Critical patent/DE3407946C2/de
Granted legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/24—Heat or noise insulation
    • F02C7/25—Fire protection or prevention
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T29/00—Metal working
    • Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
    • Y10T29/49316—Impeller making
    • Y10T29/4932—Turbomachine making
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T29/00—Metal working
    • Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
    • Y10T29/4998—Combined manufacture including applying or shaping of fluent material

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Description

sr/si
MTU MOTOREN- UND TURBINEN-UNION
MÜNCHEN GMBH
München, den 17.2.1984
Einrichtung zur Verhinderung der Ausbreitung von Titanfeuer bei Turbomaschinen, insbesondere Gasturbinen- bzw. Gasturbinenstrahltriebwerken
*5 Die Erfindung bezieht sich auf .eine Einrichtung zur Verhinderung der Ausbreitung von Titanfeuer, für Turbomaschinen, insbesondere Gasturbinen- bzw. Gasturbinenstrahltriebwerke, bei denen mindestens eine Turbokomponente, z.B. der Verdichter, einschließlich statischer innerer und äußerer Bauteilstrukturen sowie des Rotors im wesentlichen oder gänzlich aus Titan bzw. einer Titanlegierung angefertigt ist.
Bei Gasturbinentriebwerken, vornehmlich Fluggasturbinentriebwerken, werden u.a. Titanlegierungen z.B. für Gehäuse, Rotoren und die Beschaufelung eingesetzt. Im Falle von Triebwerksschäden, bei denen ein triebwerksfremdes oder ein z.B. abgebrochenes Triebwerksteil im Verdichter z.B. von den Titan-Laufschaufeln gegen das Titan-Gehäuse geklemmt und in Umfangsrichtung mitgerissen wird, kann es durch Reibung zu örtlichen Schaufel- und Gehäuseüberhitzungen kommen. Das gleiche kann passieren, wenn z.B. Titan-Laufschaufeln oder andere Rotorteile aus Titan infolge aufgebrauchtem Axial- oder Radialspiel statische 35
ESP-762
Teile aus Titan berühren. Bei entsprechenden Umgebungsbedingungen kann es zu explosionsartigem Verbrennen des Titans an der Reibstelle kommen. Es sind Fälle bekannt, bei denen sich wegfliegende, brennende Titanteilchen durch mehrere Gehäusewandungen - auch aus Stahl - durchfraßen, bis nach Wegfall der genannten Umgebungsbedingungen das sogenannte "Titan-Feuer" von selbst ausging. Nur günstige Umstände konnten nach bisher vorliegenden Erkenntnissen Katastrophen in der Luftfahrt verhindern. 10
Um die Vorteile des Titans - geringes spezifisches Gewicht bei ausgezeichneter Festigkeit bis etwa 4 50 C - ausnützen zu können, wurden u.a. folgende Maßnahmen vorgeschlagen:
- Stärkere Dimensionierung von Lauf- und Leitschaufeln, um einen Bruch bei Fremdkörper-Einschlag zu vermeiden,
- größere Axial- oder Radialabstände zwischen
rotierenden und statischen Bauteilen aus Titan, um ein Anstreifen im Betrieb zu vermeiden,
- Beschichten der statischen Teile als Schutz bei zufälligem Anstreifen,
- statische Bauteile aus Stahl,
- Schutzmatten aus Kohlenstoff/Polyimid-Harz an Bauteilen, die im Falle von Titanfeuer durch wegfliegende, brennende Titanteilchen gefährdet sind.
Aus diesen Maßnahmen resultieren der Reihe nach im wesentlichen folgende Nachteile:
ESP-762
17.2.1984
Ι - Aerodynamisch nachteilige Schaufelprofile mit höherem Gewicht,
- ungünstig große Spalte mit entsprechenden Leck- C) luf tverlusten,
- aus aerodynamischen Gründen nur teilweise Beschichten möglich, ohne hiermit den genannten Gefahren durchgi-eifend Einhalt gebieten zu können,
- unverhältnismäßiges Mehrgewicht,
- Matten nur bis max. 260 C Betriebstemperatur einsetzbar, also nicht z.B. für einen Hochdruckverdichter, direkt an der möglichen Entzündungsquelle, zu verwenden.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, die mit den vorgeschlagenen Schutzmaßnahmen einhergehenden Nachteile zu beseitigen und mit vergleichsweise einfachen Mitteln einer Ausbreitung eventuell entstehenden Titanfeuers optimal begegnen zu können.
Die gestellte Aufgabe ist erfindungsgemäß durch den Kennzeichnungsteil des Patentanspruchs 1 gelöst.
Bei der angegebenen Lösung wird im Extremfall ein Durchbrennen der dem Rotor bzw. den Laufschaufeln unmittelbar zugekehrten statischen inneren Bauteilstruktur bzw. Ge-QQ häusewand in Kauf genommen, indem sichergestellt ist, daß das abgebrochene glühende Titanteil auf die hoch-wärmeleitfcihige Schicht ein der nächstfolgenden äußeren Bauteilstruktur bzw. an der Außengehäusewarid auftrifft; die hoch-würmeleitfähige Schicht ermöglicht es, die punkt-
ESP-76 2
17.2.1984
weise anfallende Wärmeenergie den betreffenden glühenden Titanteils rasclvest möglich so zu verteilen, daß die Entzündungstemperatur der normalerweise stark gefährdeten äußeren statischen Gehäusebauteilstruktur bzw. der Außengehäusewand gar nicht erst erreicht wird. Ohne Titanfeuerausbreitungsgefahr kann somit ein derartiger Schaden auf die innere statische Gehäusestruktur begrenzt werden; die Gefahr eines Durchbrennens von übrigen Gehäusestrukturbauteilen - u.a. bis hin zur Flugzeugzelle - ist somit auf
IQ jeden Fall verhindert. Hiermit geht u.a. der wesentliche weitere Vorteil einher, daß die dem Rotor bzw. dessen Laufschaufelspitzen unmittelbar zugekehrte innere statische Bauteilstruktur bzw. Gehäusewand mit Ausnahme gegebenenfalls vorhandener üblicher Schaufelanstreifbeläge - aerodynamisch einwandfrei gestaltbar bleibt. Auch für den betreffenden Rotor bleibt fernerhin der weitestgehend mögliche Einsatz von Titan als Bauteilwerkstoff erhalten, ohne weitere aerodynamische sowie gewichtliche Einbußen in Kaufnehmen zu müssen. Mit anderen Worten kann
2Q also die betreffende Turbokomponente, z.B. Verdichter, von vorn herein auf den aero-thermodynamisehen Kreißprozeß optimal abgestimmt werden, ohne das Risiko einer Titanfeuerausbreitung in Kauf nehmen zu müssen.
Zudem wird insbesondere in Verbindung mit der in Anspruch angegebenen Ringraumgestaltung eine gezielte Auffangmöglichkeit abgebrochener Titanpartikel geschaffen.
Eine weitere zusätzliche Sicherheit.sal ternative ergibt gQ sich im Wege der doppelten Ringraumqostaltung gemäß Anspruch 3, die insbesondere für Gehäunckonzeptionen vorteilhaft ist, bei denen konstruktiv vorgegebene festigkeitsmäßige Schwächungen der inneren statischen Bauteilstruktur bzw. des Innengehäuses unumgänglich sind, wie z.B. durch das Vorhandensein von Luftabblaseschlitzen
ESP-762
17.2.1 c)84
] oder -Öffnungen bei Triebwerksverdjentern. Hierbei wäre nämlich nicht auszuschließen, daß ein abgeschleudertes Titanteilchen die betreffende statische Innenstruktur fast mühelos durchdringt und anhand der ihm noch innewohnenden, vergleichsweise hohen Geschwindigkeitsenergie die nächstliegende, hier also erste äußere statische Bauteilstruktur bzw. Gehäusewand nebst zugehöriger hoch-wärmeleitfähigen Schicht durchschlägt; im Wege der vorhandenen weiteren äußeren statischen Bauteilstruktur bzw. Gehäusewand nebst hoch-wärmeleitfähiger Schicht kann auf jeden Fall dann mit der beabsichtigten Temperaturdämpfung zur Verhütung weiterer Ausbreitung von Titanfeuer gerechnet werden.
Weitere vorteilhafte Ausgestaltungen des Erfindungsgegenstandes gehen aus den übrigen Patentansprüchen 4 bis 13 hervor.
Anhand der Patentzeichnung ist die Erfindung beispielsweise im Rahmen eines Teillängsschnitts eines Axialverdichters eines Gasturbinenstrahltriebwerks näher erläutert. Bei der vorliegenden Einrichtung zur Verhinderung der Ausbreitung von Titanfeuer soll hier z.B. der Axialverdichter des Gasturbinenstrahltriebwerks einschließlich statischer innerer und äußerer Bauteilstrukturen sowie einschließlich des Rotors im wesentlichen aus Titan bzw. einer Titanlegierung gefertigt sein. Gemäß dem Grundgedanken der Erfindung soll dabei also der dem Rotor bzw. de si; en Laufschaufeln 1, 2, 3, 4 der einzelnen Verdichterstuf en unmittelbar benachbarten inneren statischen Bauteilstrukturen A eine äußere, entlang deren Innenfläche mit einer hoch-wärmeleitfähigen Schicht S versehene, statische Bauteilstruktur B radial beabstandet nachgeschaltet sein.
ESP-7G2
17.2.1984
Vom Grundsatz her kann dabei die innere,A, und die äußere statische Bauteilstruktur B wenigstens einen in sich geschlossenen Ringraum 5 einschließen.
In weiterer Ausgestaltung der Erfindung verkörpert die Patentzeichnung die Möglichkeit, innerhalb des einen Ringraums 5 einen separaten weiteren Ringraum 6 vorzusehen, wobei ein Teil der hoch-wärmeleitfähigen Schicht S des einen Ringraums 5 im wesentlichen parallel zur Außenwandstruktur 7 des weiteren Ringraums 6 verläuft, die mit einer weiteren hoch-wärmeleitfähigen Schicht S' auf der dem Rotor mittelbar zugekehrten Seite versehen sein soll.
Im vorliegenden Ausführungsbeispiel ist die innere, A, und äußere Bauteilstruktur B jeweils aus einzelnen inneren und äußeren Gehäusebauteilen zusammengesetzt, von denen die inneren - 8, 9, 10, 11 - als zugleich die äußere Strömungskanalwand bildender Träger für die Leitschaufeln 12, 13, 14 ausgebildet sind, während die erfindungswesentlichen äußeren Bauteile 15 und 16 hier z.B. in Form eines Stützrings und eines mit diesem verknüpften Triebwerksgehäuseteils ausgebildet sind. Die schützende, hochwärmeleitf ähige Schicht, z.B. S, kann auf die statische äußere Bauteilstruktur B bzw. auf die äußeren Bauteile, z.B. 15, 16, in axialer und radialer Richtung aufgebracht werden.
Die hoch-wärmeleitende Schicht kann ferner als streich- oder sprühbare, farbähnliche Flüssigkeit oder als pastenförmige Masse aufgebracht werden.
Der Schichtwerkstoff kann vorzugsweise aus einer Aluminiumlegierung gefertigt sein. Dabei kann der Schichtwerkstoff zu 94% aus Aluminium und zu 6% aus Silber bestehen.
ESP-762
17.2.1984
-ΙΟΙ ferner kann der Schichtwerkstoff aus einer Kupferlegierung bestehen.
Weiter kann der Schichtwerkstoff aus einer Kupfer-, ° Zink-, Silberlegierung bestehen. Dabei kann der Schichtwerkstoff zu 38% aus Kupfer, zu 32% aus Zink und zu 30!6 aus Silber bestehen.
Beim Ausführungsbeispiel nach der Patentzeichnung sind *0 beispielsweise sämtliche statischen inneren - A - bzw. äußeren Gehäusebauteilstrukturen B sowie deren Einzelbauteile 8, 9, 10, 11 bzw. 15, 16, die Laufschaufeln 1, 2, 3, 4 sowie die Laufradscheiben 17, 18, 19 nebst zugehörigen Zwischenringelementen 20, 21, 22 des Rotors aus Titan bzw. einer Titanlegierung gefertigt, während die Leitschaufeln 12, 13 und 14 aus einem metallischen Werkstoff, hier einer Nickellegierung, gefertigt sind.
Anhand der Patentzeichnung ist ferner die grundsätzliche Wirkungsweise der Erfindung beispielhaft erläutert; im Falle eines Bruches z.B. einer der Leitschaufeln 12 an der Stelle 23 ware es denkbar, daß sich das Bruchstück über einer der Laufschaufeln 2 an der Stelle 24 verklemmt und in Umfangsrichtung mitgerissen wird, wodurch infolge der dadurch entstehenden Reibungshitze Titanfeuer entstehen kann. Die beim Durchbrennen z.B. des Gehäusebauteils 10 radial nach außen wegfliegenden,glühenden Titanteilchen treffen nun erfindungsgemäß auf die Schicht S aus hoch-wärmeleitendem Material, das auf die nächstfolgenden Gehäuseteile, z.B. das als Stützring ausgebildete Gehäuseteil 15 radial innen liegend aufgebracht ist.
Mit dieser Schicht ist es möglich, die punktweise anfallende Wärmeenergie der glühenden Titanteilchen schnell
ESP-762
17.2.1984
, so abzuleiten, daß deren hohes Temperaturniveau rapide reduziert wird. Dadurch wird die Entzündungstemperatur z.B. des als Stützring ausgebildeten Gehäuseteils nicht erreicht. Der Schaden wird somit auf die inneren Gehäuse
c begrenzt, ein weiteres Durchbrennen von Gehäusen - u.U. bis zur Flugzeugzelle - wird verhindert.
Die zuvor beschriebene Wirkungsweise wäre sinngemäß auch unter Zugrundelegung eines anderweitigen, z.B. ,Q vom.Verdichter angesaugten Fremdbruchstückes bzw.
eines Rotorbruchstückes, insbesondere aus Titan oder einer Titanlegierung, vorsttllbar.
Aus der Patentzeichnung ist ferner ein zwischen zwei
,c Verdichterstufen befindlicher Abblaseschlitz 25 erkennb
bar, der zu einer Unterbrechung, und damit zu einer festigkeitsmäßigen Schwächung der inneren statischen Bauteilstruktur A am Gehäusebauteil 11 führt. Die entsprechenden Gefahrensvorkehrungen aus Anspruch 3 sind on hierin eingangs ausführlich erläutert.
ESP-762
17.2.1984
-U-
- Leerseite

Claims (13)

  1. MTU MOTOREN- UND TURBINEN-UNION
    MÜNCHEN GMBH
    München, den 17.2.1984
    Patentansprüche
    Einrichtung zur Verhinderung der Ausbreitung von Titanfeuer für Turbomaschinen, insbesondere Gasturbinen- bzw. Gasturbinenstrahltriebwerke, bei denen mindestens eine Turbokomponente, z.B. der Verdichter, einschließlich statischer innerer und äußerer Bauteilstrukturen sowie des Rotors im wesentlichen oder gänzlich aus Titan bzw. einer Titanlegierung gefertigt ist, dadurch gekennzeichnet, daß einer dem Rotor unmittelbar benachbarten inneren statischen Bauteilstruktur (A) eine äußere, entlang deren Innenfläche mit einer hochwärmeleitfähigen Schicht (S) versehene, statische Bauteilstruktur (B) radial beabstandet nachgeschaltet ist.
  2. 2. Einrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die innere (A) und die äußere statische Bauteilstruktur (B) wenigstens einen in sich geschlossenen Ringraum (5) einschließen.
  3. 3. Einrichtung nach Anspruch 1 und 2, dadurch qekennzeichnet, daß innerhalb eines Ringraums (5) mindestens
    ESP-762
    ! ein separater weiterer Ringraum (6) angeordnet ist, wobei ein Toil dor hoch-warmeleitfähiqcn Schicht (B) des einen Kiiu.iraumr. (!j) im woiienl. liehen parallel zur Außenwandstruktur (7) des weiteren Ringraums (6) verläuft, die ebenfalls mit einer hoch-wärmeleitfähigen Schicht (S") auf der dem Rotor mittelbar zugekehrten Seite versehen ist.
  4. 4. Einrichtung nach den Ansprüchen 1, 2 und 3, dadurch jQ gekennzeichnet, daß die innere (A) und äußere Bauteilstruktur (B) aus einzelnen inneren und äußeren Bauteilen (8,9,10,11) bzw. (15,16) zusammengesetzt ist, von denen die inneren (8,9,10,11) als zugleich die äußere Strömungskanalwand bildender Leitschaufel-
    jr träger ausgebildet sind, während die äußeren Bauteile (15,16) aus wenigstens einem Stützring und einem Außengehäuseabschnitt bestehen.
  5. 5. Einrichtung nach einem oder mehreren der Ansprüche 2Q 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß die schützende hoch-wärmeleitfähige Schicht auf die statische äußere Bauteilstruktur bzw. auf die äußeren Bauteile in axialer und radialer Richtung aufgebracht wird.
  6. 6. Einrichtung nach einem oder mehreren der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, daß die hoch-wärmeleitfähige Schicht eine Metallspritzschicht ist, die durch Flamm- oder Plasmaspritzen aufgebracht wird.
    rQ
  7. 7. Einrichtung nach einem oder mehreren der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, daß die hoch-wärmeleitende Schicht als streich- oder sprühbare, farbähnliche Flüssigkeit oder als pastenförmige Masse aufgebracht wird.
    ESP-762
    17.2.1984
  8. 8. Einrichtung nach einem oder mehreren der Ansprüche 1 bis 7, dadurch gekennzeichnet, daß der Schichtwerkstoff aus einer Aluminiumlegierung besteht.
  9. 9. Einrichtung nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, daß der Schichtwerkstoff zu 94% aus Aluminium und zu 6% aus Silber besteht.
  10. 10. Einrichtung nach einem oder mehreren der Ansprüche
    1 bis 7, dadurch gekennzeichnet, daß der Schichtwerkstoff aus einer Kupferlegierung besteht.
  11. 11. Einrichtung nach einem oder mehreren der Ansprüche 1 bis 7, dadurch gekennzeichnet, daß der Schicht-5 Werkstoff aus einer Kupfer-, Zink-, Silberlegierung besteht.
  12. 12. Einrichtung nach Anspruch 11, dadurch gekennzeichnet, daß der Schichtwerkstoff zu 38% aus Kupfer, zu 32% aus Zink und zu 30% aus Silber besteht.
  13. 13. Einrichtung nach einem oder mehreren der Ansprüche 1 bis 12, in der Anwendung bei einem oder mehreren Axial- oder Radialverdichtern eines stationären oder Fluggasturbinentriebwerks, dadurch gekennzeichnet, daß sämtliche statischen inneren (A) bzw. äußeren Bauteilstrukturen (B)/deren Einzelbauteile (8,9,10,11 bzw. 15,16), die Laufschaufeln (1,2,3,4) sowie die Laufradscheiben (17,18,19) nebst gegebenenfalls zuge-
    g0 hörigen Zwischenringelementen (20,21,22) des Rotors aus Titan bzw. einer Titanlegierung gefertigt sind, während die Leitschaufeln (12,13,14) aus einem metallischen Werkstoff, z.B. einer Nickellegierung, gefertigt sind.
    ESP-762
    17.2.1984
DE19843407946 1984-03-03 1984-03-03 Einrichtung zur verhinderung der ausbreitung von titanfeuer bei turbomaschinen, insbesondere gasturbinen- bzw. gasturbinenstrahltriebwerken Granted DE3407946A1 (de)

Priority Applications (4)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE19843407946 DE3407946A1 (de) 1984-03-03 1984-03-03 Einrichtung zur verhinderung der ausbreitung von titanfeuer bei turbomaschinen, insbesondere gasturbinen- bzw. gasturbinenstrahltriebwerken
FR8501693A FR2560641B1 (fr) 1984-03-03 1985-02-07 Installation pour eviter l'extension du " feu de titane " dans les turbomachines notamment les turbines a gaz ou des turbines a gaz ou des turboreacteurs
US06/704,525 US4659282A (en) 1984-03-03 1985-02-22 Apparatus for preventing the spreading of titanium fires in gas turbine engines
GB08505336A GB2155550B (en) 1984-03-03 1985-03-01 Preventing titanium fire in gas turbine compressors

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE19843407946 DE3407946A1 (de) 1984-03-03 1984-03-03 Einrichtung zur verhinderung der ausbreitung von titanfeuer bei turbomaschinen, insbesondere gasturbinen- bzw. gasturbinenstrahltriebwerken

Publications (2)

Publication Number Publication Date
DE3407946A1 true DE3407946A1 (de) 1985-09-05
DE3407946C2 DE3407946C2 (de) 1992-07-16

Family

ID=6229551

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
DE19843407946 Granted DE3407946A1 (de) 1984-03-03 1984-03-03 Einrichtung zur verhinderung der ausbreitung von titanfeuer bei turbomaschinen, insbesondere gasturbinen- bzw. gasturbinenstrahltriebwerken

Country Status (4)

Country Link
US (1) US4659282A (de)
DE (1) DE3407946A1 (de)
FR (1) FR2560641B1 (de)
GB (1) GB2155550B (de)

Families Citing this family (26)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2723144B1 (fr) * 1984-11-29 1996-12-13 Snecma Distributeur de turbine
GB2192229B (en) * 1986-07-04 1990-05-02 Rolls Royce Plc A compressor and air bleed system
GB8903000D0 (en) * 1989-02-10 1989-03-30 Rolls Royce Plc A blade tip clearance control arrangement for a gas turbine engine
US4969652A (en) * 1989-04-03 1990-11-13 General Motors Corporation Cooled shaft seal
US5127795A (en) * 1990-05-31 1992-07-07 General Electric Company Stator having selectively applied thermal conductivity coating
FR2708311B1 (fr) * 1993-07-28 1995-09-01 Snecma Stator de turbomachine à aubes pivotantes et anneau de commande.
WO1995022635A1 (en) * 1994-02-16 1995-08-24 Sohl, Charles, E. Coating scheme to contain molten material during gas turbine engine fires
US5645399A (en) * 1995-03-15 1997-07-08 United Technologies Corporation Gas turbine engine case coated with thermal barrier coating to control axial airfoil clearance
US6254997B1 (en) 1998-12-16 2001-07-03 General Electric Company Article with metallic surface layer for heat transfer augmentation and method for making
EP1462610A1 (de) * 2003-03-28 2004-09-29 Siemens Aktiengesellschaft Laufschaufelreihe für Strömungsmaschinen
DE102004055439A1 (de) * 2004-11-17 2006-05-24 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Strömungsarbeitsmaschine mit dynamischer Strömungsbeeinflussung
DE102007037924A1 (de) * 2007-08-10 2009-02-12 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Strömungsarbeitsmaschine mit Ringkanalwandausnehmung
DE102008011644A1 (de) * 2008-02-28 2009-09-03 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Gehäusestrukturierung für Axialverdichter im Nabenbereich
DE102008031982A1 (de) * 2008-07-07 2010-01-14 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Strömungsarbeitsmaschine mit Nut an einem Laufspalt eines Schaufelendes
DE102008037154A1 (de) 2008-08-08 2010-02-11 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Strömungsarbeitsmaschine
FR2935623B1 (fr) * 2008-09-05 2011-12-09 Snecma Procede de fabrication d'une piece thermomecanique de revolution circulaire comportant un substrat porteur a base de titane revetu d'acier ou superalliage, carter de compresseur de turbomachine resistant au feu de titane
FR2935764B1 (fr) 2008-09-05 2014-06-13 Snecma Carter de compresseur resistant au feu de titane, compresseur haute pression comprenant un tel carter et moteur d'aeronef equipe d'un tel compresseur
FR2935624B1 (fr) * 2008-09-05 2011-06-10 Snecma Procede de fabrication d'une piece thermomecanique de revolution circulaire comportant un substrat porteur a base de titane revetu d'acier ou superalliage, carter de compresseur de turbomachine resistant au feu de titane
FR2935625B1 (fr) * 2008-09-05 2011-09-09 Snecma Procede de fabrication d'une piece thermamecanique de revolution circulaire comportant un substrat porteur a base de titane revetu d'acier ou superalliage, carter de compresseur de turbomachine resistant au feu de titane
GB2507430A (en) * 2011-07-22 2014-04-30 Snecma Method for assembling a titanium shell and a titanium fire-resistant alloy shell
FR2978077B1 (fr) * 2011-07-22 2013-08-16 Snecma Assemblage d'une coque titane et d'une coque alliage resistant au feu titane par compression isostatique a chaud
FR2978075B1 (fr) * 2011-07-22 2013-08-16 Snecma Assemblage d'une coque titane et d'une coque alliage resistant au feu titane par deformation superplastique
CN103033536B (zh) * 2011-10-08 2014-09-17 中国农业机械化科学研究院 一种钛火液滴法试验装置及其测试方法
US11982236B2 (en) 2017-12-22 2024-05-14 General Electric Company Titanium alloy compressor case
US11255343B2 (en) 2018-02-02 2022-02-22 General Electric Company Engine systems and methods
US11952916B2 (en) * 2020-08-14 2024-04-09 Rtx Corporation Self-lubricating blade root/disk interface

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2375443A1 (fr) * 1976-12-23 1978-07-21 Gen Electric Dispositif de retenue des pales pour turbomachine
DE2811478A1 (de) * 1977-03-17 1978-09-21 Rolls Royce Gasturbinentriebwerk
US4155681A (en) * 1977-02-14 1979-05-22 General Electric Company Manifold protection system
US4155680A (en) * 1977-02-14 1979-05-22 General Electric Company Compressor protection means
DE3236376A1 (de) * 1982-10-01 1984-04-05 MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München Verfahren zum schuetzen von metallenen, kraftschluessig gepaarten maschinenteilen vor reibkorrosion

Family Cites Families (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2710523A (en) * 1951-09-27 1955-06-14 A V Roe Canada Ltd Gas turbine tail cone
US2922721A (en) * 1956-04-02 1960-01-26 Sintercast Corp America Method for coating and infiltrating a porous refractory body
US3097824A (en) * 1958-11-26 1963-07-16 Bendix Corp Turbine, wheel containment
US3221500A (en) * 1959-06-26 1965-12-07 Charles C Hill Gas turbine power plant
US3425665A (en) * 1966-02-24 1969-02-04 Curtiss Wright Corp Gas turbine rotor blade shroud
FR2143561B1 (de) * 1971-06-29 1974-03-08 Snecma
US3800864A (en) * 1972-09-05 1974-04-02 Gen Electric Pin-fin cooling system
SU580334A1 (ru) * 1972-10-30 1977-11-15 Ленинградский Дважды Ордена Ленина Металлический Завод Им. Ххп Съезда Кпсс Защитный экран
US4122673A (en) * 1973-09-28 1978-10-31 J. Eberspacher Internal combustion engine with afterburning and catalytic reaction in a supercharger turbine casing
US4212348A (en) * 1977-04-04 1980-07-15 Toshiyuki Kobayashi Heat-radiating floor board
US4273824A (en) * 1979-05-11 1981-06-16 United Technologies Corporation Ceramic faced structures and methods for manufacture thereof
DE3040510A1 (de) * 1980-10-28 1982-06-03 Hoechst Ag, 6000 Frankfurt Waermeabsorber
DE3042971C2 (de) * 1980-11-14 1983-11-03 Aktiengesellschaft Kühnle, Kopp & Kausch, 6710 Frankenthal Gehäuse für eine Gasturbine

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2375443A1 (fr) * 1976-12-23 1978-07-21 Gen Electric Dispositif de retenue des pales pour turbomachine
US4155681A (en) * 1977-02-14 1979-05-22 General Electric Company Manifold protection system
US4155680A (en) * 1977-02-14 1979-05-22 General Electric Company Compressor protection means
DE2811478A1 (de) * 1977-03-17 1978-09-21 Rolls Royce Gasturbinentriebwerk
DE3236376A1 (de) * 1982-10-01 1984-04-05 MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München Verfahren zum schuetzen von metallenen, kraftschluessig gepaarten maschinenteilen vor reibkorrosion

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
GB-B.: The Science, Technology and Application of Titanium, Pergamon Press, 1970, S.1108-1115 *

Also Published As

Publication number Publication date
US4659282A (en) 1987-04-21
FR2560641A1 (fr) 1985-09-06
FR2560641B1 (fr) 1992-12-31
GB2155550B (en) 1987-12-09
GB2155550A (en) 1985-09-25
GB8505336D0 (en) 1985-04-03
DE3407946C2 (de) 1992-07-16

Similar Documents

Publication Publication Date Title
DE3407946A1 (de) Einrichtung zur verhinderung der ausbreitung von titanfeuer bei turbomaschinen, insbesondere gasturbinen- bzw. gasturbinenstrahltriebwerken
DE3407945C2 (de)
DE3302576C2 (de) Fangehäuse mit einer Schaufelbruchschutzeinrichtung für ein Axialgasturbinentriebwerk
DE60214137T2 (de) Verfahren und vorrichtung zur kühlung der schaufelspitzen in einer gasturbine
EP2199546B1 (de) Fangehäuse mit Berstschutz
CH711981A2 (de) Kühlsystem für eine mehrwandige Schaufel.
DE102009042857A1 (de) Gasturbine mit Deckband-Labyrinthdichtung
DE2618253A1 (de) Anordnung bzw. maschine, insbesondere turbine oder stroemungsmittelturbine
EP1219787A1 (de) Gasturbinenschaufel und Gasturbine
WO2017093245A1 (de) Lüfterrad für einen axiallüfter
WO2008052846A1 (de) Turbinenschaufel
EP3336313A1 (de) Turbinen-laufschaufelanordnung für eine gasturbine und verfahren zum bereitstellen von dichtluft in einer turbinen-laufschaufelanordnung
DE102018129128A1 (de) Einsatzstück für einen Turbolader
DE19618313B4 (de) Axialturbine eines Abgasturboladers
DE102011017052A1 (de) Verdichtergehäuse eines Radialverdichters
EP3034788B1 (de) Kompressorschaufel einer gasturbine
EP3029269A1 (de) Turbinenlaufschaufel, zugehöriger rotor und strömungsmaschine
DE102008048006B4 (de) Wellenleistungstriebwerk, insbesondere für ein Luftfahrzeug, mit einem Kühlgasführungssystem im Bereich der Befestigungsflansche der Rotorscheiben
EP3312388B1 (de) Rotorteil, zugehörigeverdichter, turbine und herstellungsverfahren
DE2248907C3 (de) Schutzvorrichtung an Maschinen mit einem einen Rotor umgebenden Gehäuse
EP3260664A1 (de) Verdickter radial äusserer ringbereich eines dichtfins
DE102018102704A1 (de) Radialverdichter
DE3529979C2 (de)
EP3551850B1 (de) Verfahren zum modifizieren einer turbine
CH714609A2 (de) Berstschutzvorrichtung für eine Gasturbomaschine.

Legal Events

Date Code Title Description
OM8 Search report available as to paragraph 43 lit. 1 sentence 1 patent law
8110 Request for examination paragraph 44
D2 Grant after examination
8364 No opposition during term of opposition
8320 Willingness to grant licences declared (paragraph 23)
8339 Ceased/non-payment of the annual fee