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Die
vorliegende Erfindung bezieht sich im Allgemeinen auf Gasturbinentriebwerke
und insbesondere auf Rotorhohlraumspülung.
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Bei
einem Gasturbinentriebwerk wird Luft in Stufen in einem Mehrstufenverdichter
mit Druck beaufschlagt und mit Treibstoff in einer Brennkammer zum
Erzeugen von heißen
Verbrennungsgasen gemischt, die stromabwärts durch mehrere Turbinenstufen
strömen.
Eine Hochdruckturbine (HPT = high pressure turbine) umfasst eine
Turbinendüse
an dem Brennkammerausgang, die die Verbrennungsgase zwischen den
HTP-Rotorschaufeln kanalisiert, die Energie daraus zum Antreiben
des Verdichters extrahieren.
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Die
HTP kann eine zweite Stufe mit einer entsprechenden Turbinendüse aufweisen,
die stromabwärts
von den Schaufeln der ersten Stufe angeordnet sind, die ihrerseits
von einer zweiten Reihe von Turbinenschaufeln der zweiten Stufe
gefolgt werden, die zusätzliche
Energie aus den Verbrennungsgasen extrahieren, um ebenfalls den
Verdichter anzutreiben. Eine Niederdruckturbine folgt typischerweise der
HTP und extrahiert weitere Energie zum Antreiben eines Lüfters stromabwärts von
dem Verdichter, der Antriebsschub zum Antreiben eines Flugzeugs im
Flug erzeugt.
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Wenn
die Verbrennungsgase stromabwärts durch
die Turbinenstufen strömen,
wird deren Druck verringert, wenn Energie daraus extrahiert wird. Demgemäß wird eine
Zwischenstufendichtung radial innen von der Turbinendüse der zweiten
Stufe bereitgestellt, um die Verbrennungsgase mit höherem Druck
stromabwärts
von der Düse
darin zu hindern, die Düse
zu den Turbinenschaufeln der zweiten Stufe zu umgehen. Die Dichtung
wird teilweise durch einen Dichtungsring mit vorderen und hinteren
Enden definiert, die Schaufelhalter definieren, die an den entsprechenden
Rotorscheiben der Schaufeln der ersten und zweiten Stufe befestigt
sind.
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Ein
axialer Zwischenabschnitt des Dichtungsrings umfasst sich radial
erstreckende Dichtungszähne,
die mit einem ringförmigen
Dichtungspolster, typischerweise in der Form einer Honigwabe, das
an einem Innenband der Düse der
zweiten Stufe befestigt ist, zusammenarbeiten. Die Dichtungszähne und
das Polster definieren eine Labyrinthdichtung, die eine wesentliche
Strömungsbeschränkung gegen die
Strömung
von Luft oder Verbrennungsgasen dahindurch bereitstellt.
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Der
vordere Abschnitt des Dichtungsrings definiert mit dem Turbinenrotor
der ersten Stufe und dem vorderen Abschnitt des Innenbands der Düse der zweiten
Stufe einen stromaufwärtigen
oder vorderen Hohlraum, und der hintere Abschnitt des Dichtungsrings
definiert mit dem hinteren Abschnitt des Innenbands und dem Turbinenrotor
der zweiten Stufe einen stromabwärtigen
oder hinteren ringförmigen Hohlraum.
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Der
Dichtungsring dreht sich mit den Rotoren der ersten und zweiten
Stufe und wird damit während des
Betriebs einer Erwärmung
unterzogen. Die vorderen und hinteren Rotorhohlräume werden typischerweise mit
einer Kühlluftquelle
während
des Betriebs zum Verringern deren Temperatur zum Aufrechterhalten
einer wirksamen Nutzlebensdauer der angrenzenden Rotorkomponenten
gespült.
Die Hohlraumspülluft
wird typischerweise durch Verwenden von Verdichterzapfluft bereitgestellt,
die zuerst die Flügel
der Düse
der zweiten Stufe kühlt
und dann in die vorderen und hinteren Hohlräume für deren Spülung abgeführt wird.
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Die
Flügel
der zweiten Stufe umfassen typischerweise entsprechende perforierte
Aufprallplatteneinsätze
darin, die die Kühlluft
von dem Verdichter zum Aufprallen gegen die innere Oberfläche des
Flügels
zur Flügelkühlung aufnehmen.
Die verbrauchte Aufprallluft wird dann durch das Innenband der Düse durch
jeweilige vordere und hintere Spülluftlöcher abgeführt, die
in Strömungskommunikation
mit den jeweiligen vorderen und hinteren Rotorhohlräumen angeordnet
sind.
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Die
Nachaufprallspülluft
weist eine begrenzte Kühlfähigkeit
für die
Rotorhohlräume
auf, da ihre Temperatur aufgrund der Aufprallkühlung der Flügel erheblich
angestiegen ist, und weist einen verringerten Druck auf, der verfügbar ist,
um sie durch die Spüllöcher zu
treiben. Da der vordere Hohlraum auf einem höheren Druck als der hintere
Hohlraum ist, ist weniger Differenzdruck mit der gelieferten Spülluft in dem
Ersteren verglichen mit dem Letzteren verfügbar.
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Demgemäß sind die
vorderen Spüllöcher typischerweise
nicht durch das Innenband angesichts des Fehlens von verfügbarem Differenzdruck
tangential geneigt, was zu einem erhöhten Temperaturanstieg davon
aufgrund des Luftwiderstands davon in dem vorderen Hohlraum führt, wenn
sich der Rotor der ersten Stufe bezogen auf das stationäre Innenband
dreht. Eine größere treibende
Druckdifferenz ist jedoch in dem hinteren Hohlraum verfügbar, und
daher können
die hinteren Spüllöcher tangential
geneigt sein, um die Spülluft
tangential zu dem sich drehenden Rotor der zweiten Stufe zum Verringern
von Luftwiderstandsverlusten und zum Verringen des Anstiegs in der
Temperatur der Spülluft
zu lenken.
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Da
die Flügelkühlluft durch
Abzapfen eines Teils der Verdichterluft an einer Zwischenstufe stromaufwärts von
dem Verdichterausgang erhalten wird, ist ihr Versorgungsdruck begrenzt
und ihr Differenzdruck mit dem Vertiefungsdruck in den Rotorhohlräumen verringert
sich, wenn die Triebwerkgeschwindigkeit und die Temperaturen ansteigen.
Die Spülluft
zu den Rotorhohlräumen
wird daher verringert, wenn sie am meisten benötigt wird.
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Demgemäß begrenzen
die strukturellen und funktionellen Betriebseigenschaften der Rotorhohlräume deren
verfügbare
Kühlung,
was dementsprechend das Leistungspotential des Triebwerks über eine
geeignete Nutzlebensdauer begrenzt.
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Eine
im regelmäßigen Einsatz
angeordnete Modifikation, um der begrenzten Rotorhohlraumkühlung zu
begegnen, umfasst ein einzelnes Ablassloch, das zu dem Boden der
Aufprallplatten in jedem Flügel nahe
deren Hinterkante hinzugefügt
ist. Das Ablassloch liefert Voraufprallluft von der Aufprallplatte
direkt in einen gemeinsamen Hohlraum, der sowohl die vorderen als
auch hinteren Spüllöcher speist.
Diese Modifikation zeigte in mehr als einem Einsatzjahr eine begrenzte
Verbesserung bei der Rotorhohlraumkühlung auf Kosten der Flügelaufprallkühlung.
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Eine
Turbinendüse
in Kombination mit ersten und zweiten Turbinenrotoren in Übereinstimmung
mit dem Oberbegriff von Anspruch 1 hiervon wird in der EP-A-0 381
955 beschrieben. Ähnliche
Düsen werden
in der EP-A-0 919 698, der US-A-5 749 701, der US-A-5 609 466, der
US-A-4 289 231 und der US-A-5 358 374 beschrieben.
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Demgemäß wird gewünscht, eine
Turbinendüse
mit verbesserter Spülluftkühlung der
vorderen und hinteren Rotorhohlräume
bereitzustellen.
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Gemäß der vorliegenden
Erfindung wird eine Turbinendüse
bereitgestellt, wie in Anspruch 1 hierin definiert ist.
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Die
Erfindung wird in Übereinstimmung
mit bevorzugten und beispielhaften Ausführungsformen zusammen mit weiteren
Aufgaben und Vorteilen derselben besonders in der folgenden ausführlichen
Beschreibung in Verbindung mit den begleitenden Zeichnungen beschrieben,
in denen zeigen:
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1 eine
axiale Schnittansicht eines Teils eines Flugzeug-Turbofan-Gasturbinentriebwerks, das
eine Turbinendüse
in Übereinstimmung
mit einer beispielhaften Ausführungsform
der vorliegenden Erfindung aufweist;
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2 einen
vergrößerten Aufriss,
teilweise in Schnittansicht, eines innenliegenden Teils der in 1 dargestellten
Turbinendüse,
der eine Aufprallplatte und einen Spülluftkreislauf in Übereinstimmung
mit einer beispielhaften Ausführungsform
der vorliegenden Erfindung zeigt;
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3 eine
radiale Schnittansicht durch den in 2 dargestellten
Düsenflügel, die
entlang der Linie 3-3 genommen ist;
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4 einen
Aufriss in Schnittansicht durch das in 2 dargestellte
Turbinendüsensegment, der
entlang der Linie 4-4 genommen ist;
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5 eine
nach außen
liegende Ansicht des in 5 dargestellt Innenbandes, die
entlang der Linie 5-5 genommen ist; und
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6 einen
Aufriss, teilweise in Schnittansicht, des Innenabschnitts der in 1 dargestellten Turbinendüse in Übereinstimmung
mit einer zweiten Ausführungsform
der vorliegenden Erfindung.
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In 1 ist
ein Teil eines Flugzeug-Turbofan-Gasturbinentriebwerks 10 dargestellt,
das achsensymmetrisch um eine longitudinale oder axiale Mittellinienachse 12 ist.
Das Triebwerk umfasst einen Mehrstufenaxialverdichter (nicht gezeigt),
der verdichtete Luft an eine ringförmige Brennkammer 14 liefert,
wobei ein Auslassabschnitt davon in der Figur dargestellt ist, bei
dem sie mit Treibstoff gemischt und zum Erzeugen von heißen Verbrennungsgasen 16 gezündet wird.
Die Verbrennungsgase strömen stromabwärts durch
eine Hochdruckturbine (HPT = high pressure turbine) mit zwei Stufen,
die den Verdichter antreibt.
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Die
HPT umfasst eine Turbinendüse
der ersten Stufe 18 direkt stromabwärts von der Brennkammer 14,
die die Verbrennungsgase zwischen den Turbinenschaufeln der ersten
Stufe 20 kanalisiert, die sich radial nach außen von
einem tragenden ersten Rotor 22 in der Form einer Platte
erstrecken. Nach dem ersten Rotor 22 ist eine Turbinendüse der zweiten
Stufe 24, die ihrerseits die Verbrennungsgase 16 zwischen
den Turbinenschaufeln der zweiten Stufe 26 kanalisiert,
die sich radial nach außen
von einem tragenden zweiten Rotor 28 ebenfalls in der Form
einer Platte erstrecken.
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Die
Düse der
zweiten Stufe 24 ist an dem ringförmigen äußeren Gehäuse 30 durch einen
radialen äußeren Mantel
oder Band 32 geeignet angebracht. Radial nach innen von
dem Außenband
beabstandet ist ein radialer innerer Mantel oder Band 34 angeordnet.
Eine Mehrzahl von hohlen Düsenstatorflügeln 36 erstrecken
sich radial zwischen den Außen-
und Innenbändern
und sind daran beispielsweise in einem gemeinsamen Gussteil fest
verbunden. Bei einer typischen Konfiguration sind zwei umfangsmäßig beabstandete
Flügel 36 an
entsprechenden bogenförmigen
Segmenten der Außen-
und Innenbänder
in jedem von mehreren bogenförmigen
Düsensegmenten
angebracht, die in einem vollständigen
Düsenring
koaxial um die Triebwerkmittellinie zusammen verbunden werden.
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Das
Außenband 32 umfasst
einen Lufteinlass 38 über
jedem Flügel 36,
durch den verdichtete Luft 40 empfangen wird, die an einer
dazwischenliegenden Stufe des Verdichter vor dem Verdichterauslass
abgezapft wird. Die Zapfluft 40 wird als Kühlluft in
den Flügeln 36 verwendet.
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Genauer
gesagt umfasst jeder der Flügel 36 eine
Aufprallplatte 42 mit einer Mehrzahl von Aufpralllöchern 44 darin
in einem seitlich getrennt beabstandeten Muster zum Aufprallen der
Luft in jedem Flügel 36 gegen
deren inneren Oberfläche
zur Aufprallkühlung.
Jeder Flügel 36 umfasst
eine Vorderkante 46, eine axial gegenüberliegende Hinterkante 48 und
eine umfangsmäßig gegenüberliegende
konvexe Saugseite 50 und konkave Druckseite 52,
die sich axial dazwischen und radial zwischen den Außen- und
Innenbändern 32, 34 erstrecken.
Jeder Flügel 36 umfasst
ebenfalls eine Reihe von Hinterkantenlöchern 54, durch die
ein Teil der Nachaufprallluft abgeführt wird.
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Da
die Düse
der zweiten Stufe 24 axial zwischen den Turbinenschaufeln
der ersten und zweiten Stufe 20, 26 angeordnet
ist, wird ein Differenzdruck in den Verbrennungsgasen 16 während des
Betriebs verursacht. Demgemäss
erstreckt sich das Innenband 34 nach vorne zu entsprechenden
inneren Plattformen der Schaufeln der ersten Stufe 20 und nach
hinten zu entsprechenden Plattformen der Schaufeln der zweiten Stufe 26 hin,
um einen im Wesentlichen kontinuierlichen inneren Strömungspfad für die Verbrennungsgase
bereitzustellen.
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Außerdem ist
ein Zwischenstufendichtungsring 56 fest mit sowohl den
ersten als auch zweiten Rotoren 22, 28 verbunden
und arbeitet mit einem ergänzenden
Zwischenstufendichtungspolster 58 zusammen, das fest mit
dem Innenband 34 verbunden ist. Das Dichtungspolster 58 ist
in der Form eines ringförmigen
Honigwabenelements, das mit entsprechenden Dichtungszähnen 60 an
der Mitte des Rings 56 zusammenarbeitet. Die Dichtungszähne 60 definieren
mit dem Dichtungspolster 58 eine Labyrinthdichtung, die
zur Aufrechterhaltung des Differenzdrucks über der Düse der zweiten Stufe 24 wirksam ist.
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Der
Dichtungsring 56 umfasst einen ringförmigen Abschnitt vor den Zähnen 60,
um einen ringförmigen
vorderen Hohlraum 62 zwischen dem ersten Rotor 22 und
dem Innenband 34 zu definieren, und ebenfalls einen Abschnitt
hinter den Zähnen 60, der
einen ringförmigen
hinteren Hohlraum 63 zwischen dem hinteren Abschnitt des
Innenbands 34 und dem zweiten Rotor 28 definiert.
Bei der in 1 dargestellten beispielhaften
Ausführungsform
sind die vorderen und hinteren Abschnitte des Dichtungsrings 56 in
der Form von Schaufelhaltern, die entsprechend die einzelnen Schaufeln
der ersten und zweiten Stufen 20, 26 an ihren
Schwalbenschwänzen
in den entsprechenden axialen Schwalbenschwanzschlitzen in dem Umfang
der jeweiligen Rotoren axial halten.
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Das
Triebwerk 10, wie oben beschrieben, ist in der Struktur
und im Betrieb herkömmlich.
In Übereinstimmung
mit der vorliegenden Erfindung wird jedoch die Kühlluft 40 durch das
Innenband 34 auf eine neue Art und Weise kanalisiert, um
die Spülkühlung von
sowohl den vorderen als auch den hinteren Rotorhohlräumen 62, 63 zu
verbessern.
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Genauer
gesagt wird der innenliegende Abschnitt der Düse der zweiten Stufe 24 spezieller
in 2 dargestellt. Ein unabhängiger und fest zugeordneter
Luftkreislauf 64 ist in dem Innenband angeordnet und umfasst
eine Mehrzahl von umfangsmäßig beabstandeten
ersten und zweiten Auslasslöchern 66.
Jeder Flügel 36 umfasst
ein jeweiliges Transferrohr 68, das in Strömungskommunikation zwischen
jeweiligen der Aufprallplatten 42 und dem gemeinsamen Luftkreislauf 64 angeordnet
ist, um dahin direkt ein Teil der Kühlluft 40 von dem
Innern der Aufprallplatten als Voraufprallluft zum Abführen durch
die Auslasslöcher 66 zu
kanalisieren. Der Luftkreislauf 64 und die zusammenarbeitenden
Transferrohre 68 sind ausführlicher in 3 bis 5 dargestellt.
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Die
Kühlluft 40 weist
ihren größten Druck
und ihre niedrigste Temperatur in dem Innern der einzelnen Aufprallplatten 42 auf,
wobei deren Druck abnimmt und deren Temperatur ansteigt, nachdem
sie durch die Aufpralllöcher 44 beim
Aufprallen gegen die inneren Oberflächen der Flügel kanalisiert wird. Die Voraufprallkühlluft ist
daher wirksamer zum Bereitstellen von Rotorhohlraumkühlung als
die Nachaufprallluft, die typischerweise beim Stand der Technik
gefunden wird.
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Die
ersten Auslasslöcher 66 sind
in dem Innenband 34 benachbart den Vorderkanten 46 der Flügel angeordnet
und definieren daher vordere Auslasslöcher zum Abführen der
Voraufprallkühlluft
in den vorderen Rotorhohlraum 62. Die Voraufprallkühlluft mit
hohem Druck und niedriger Temperatur in dem vorderen Hohlraum 62 kühlt deren
benachbarten Rotorkomponenten wirksamen und verbessert sekundär die Kühlung des
hinteren Hohlraums 63, wenn sie dahin an den Dichtungszähnen 60 vorbei leckt.
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Angesichts
des höheren
Drucks, der bei der Voraufprallkühlluft
verfügbar
ist, die durch die vorderen Löcher 66 in
den vorderen Hohlraum 62 abgeführt wird, sind die vorderen
Auslasslöcher
gewinkelt oder in der Umfangsrichtung der Rotation des Rotors der
ersten Stufe 22 tangential geneigt, wie am besten in 5 gezeigt
ist. Ein ausreichender treibender Druck ist nun verfügbar, um
derartige geneigte Löcher
zu verwenden, um die dem Abführen
der Kühlluft
von der stationären
Düse 24 zu
dem sich drehenden Rotor 22 zugeordneten Luftwiderstandsverluste zu
minimieren. Verringerte Luftwiderstandsverluste verringern den Anstieg
der Temperatur der Spülluft, was
weiter die Spülung
und Kühlung
von Rotorhohlräumen
verbessert.
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Wie
in 4 und 5 gezeigt ist, ist der Luftkreislauf 64 in
der Form eines Kreuzkanals, der sich umfangsmäßig in dem Boden des Innenbandes zwi schen
benachbarten Transferrohren 68 erstreckt. Das Innenband 34 ist
typischerweise eine Gusskomponente mit verstärkten Rippen für die Festigkeit
und dazwischenliegenden Taschen für geringes Gewicht. Die Kreuzkanalschaltung 64 kann
zweckmäßigerweise
mit den verfügbaren
Taschen und zusätzlicher
Bildung von Ausnehmungen in den dazwischenliegenden Rippen bereitgestellt
werden, um einen Strömungspfad
zwischen den Transferrohren 68 und den vorderen Auslasslöchern 66 bereitzustellen.
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Wie
in 5 gezeigt ist, werden die Auslasslöcher 66 zweckmäßigerweise
durch eine sich umfangsmäßig erstreckende
vordere Rippe des Innenbands bereitgestellt und kommunizieren mit
jeweiligen der Taschen darin. Bei dieser Konfiguration können die
vorderen Löcher 66 zweckmäßigerweise
umfangsmäßig oder
tangential in dem beispielhaften Bereich von etwa 25° bis 40° in einer
Rotationsrichtung des Rotors der ersten Stufe zum Verringern von Luftwiderstandsverlusten
gewinkelt sein, wie oben erläutert
ist. Und die mehreren vorderen Auslasslöcher 66 können mit
der Voraufprallkühlluft
von dem gemeinsamen Kreuzkanal 64 geliefert werden, der durch
Luft von mehreren Transferröhren 68 in
jedem Düsensegment
gespeist wird.
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Da
ein Teil der Voraufprallkühlluft 40 im
Innern jeder der Aufprallplatten 62 daraus durch den Luftkreislauf 64 zur
Verwendung bei der Spülung
des vorderen Hohlraums 62 entfernt wird, ist sie nicht
für die
Aufprallkühlung
der inneren Oberflächen
der Flügel
verfügbar.
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Demgemäß werden
entsprechende Änderungen
bei der Flügelkühlung vorgesehen.
Beispielsweise, und wie in 3 gezeigt
ist, sind die Aufpralllöcher 44 vorzugsweise
enger zusammen entlang der Flügeldruckseite 52 als
entlang der Flügelsaugseite 50 beabstandet.
Und jeder der Flügel
umfasst ferner eine Reihe von Filmkühllöchern 70 lediglich entlang
der Saugseite 50 benachbart der Vorderkante 46.
Die Nachaufprallkühlluft
wird daher von der äußeren Oberfläche der
Flügel
lediglich durch die Hinterkantenlöcher 54 und die Filmkühllöcher 70 abgeführt.
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Die
erhöhte
Beabstandung der Aufpralllöcher
an der Saugseite ermöglicht
eine Verringerung in deren Gesamtzahl, die den gleichen Durchmesser zum
Aufrechterhalten einer Höchstleistung
der Aufprallkühlung
mit dem Verlust des Teils der Kühlluft aufweisen,
der durch die vorderen Spüllöcher 66 kanalisiert wird.
Die Filmkühllöcher an
der Saugseite 70 bewirken einen Film oder eine Grenzschicht
aus Kühlluft
entlang der Flügelsaugseite,
der/die deren verringerte Aufprallkühlung zur ausreichenden Kühlung der
Flügel
selber ergänzt.
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Wie
in 2 gezeigt ist, weist das Innenband 34 ebenfalls
eine Mehrzahl von zweiten oder hinteren Auslasslöchern 72 auf, die
in Strömungskommunikation
mit jeweiligen der Flügel
angeordnet sind, um davon einen Teil der Kühlluft von dem Innern der Flügel zur
Verwendung bei der Spülung
des hinteren Rotorhohlraums 63 aufzunehmen.
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Wie
in 1 gezeigt ist, ist der Rotor der ersten Stufe 22 benachbart
der Flügelvorderkanten 46 angeordnet,
wobei der Rotor der zweiten Stufe 26 benachbart den Flügelhinterkanten 48 anordnet
ist. Der Zwischenstufendichtungsring 56 und das Polster 58 sind
axial dazwischen angeordnet. Und die hinteren Spüllöcher 72 sind in Strömungskommunikation
mit dem hinteren Hohlraum 63 angeordnet, um eine hintere
Nachaufprallspülluft
dahin bereitzustellen, wohingegen die vorderen Spüllöcher 66 in
Strömungskommunikation
mit dem vorderen Hohlraum 62 angeordnet sind, um Voraufprallspülluft dahin
mit einem größeren Druck
als die Nachaufprallspülluft
bereitzustellen.
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Bei
der in 2 dargestellten beispielhaften Ausführungsform
ist die an die hinteren Spüllöcher 72 gelieferte
Luft lediglich Nachaufprallluft, die von der Aufprallplatte in dem
Flügel
abgeführt
wird. Da der hintere Rotorhohlraum 63 auf einen niedrigeren Druck
als der vordere Hohlraum 62 ist, weist die Nachaufprallkühlluft mit
niedrigem Druck, die durch die hinteren Spüllöcher 72 geliefert
wird, einen ausreichend treibenden Druck auf, der ermöglicht,
dass die hinteren Löcher 72 ebenfalls
zum Verringern von Luftwiderstandsverlusten geneigt sind. Die an
die hinteren Spüllöcher 72 gelieferte
Luft ist daher von dem Luftkreislauf 64 unabhängig, der
den vorderen Spüllöchern 66 fest
zugeordnet ist, und optimiert die Spülluftkühlung der unterschiedlichen
vorderen und hinteren Rotorhohlräume.
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Bei
der in 2 bis 5 dargestellten beispielhaften
Ausführungsform
ist das Transferrohr 68 in jedem Flügel fest an dem Innenband 34 befestigt und
erstreckt sich durch eine Öffnung 74 in
dem Boden der Aufprallplatte 42. Die Montageöffnung 74 ist vorzugsweise
geringfügig
größer als
der Außendurch messer
des Transferrohrs 68, sodass ein Teil der Voraufprallluft 40 durch
den Spalt dazwischen lecken und zusätzlich die hinteren Spüllöcher 72 speisen
kann.
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Wie
anfänglich
in 2 gezeigt ist, ist das Transferrohr 68 vorzugsweise
fest an einer Kappe oder einen Hals aus Blech 76 befestigt,
wobei der Hals dichtend an dem Innenband beispielsweise durch Hartlöten befestigt
ist, um den Luftkreislauf 64 von dem Nachaufprallströmungspfad
in dem Flügel zu
isolieren.
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Wie
in 5 gezeigt ist, umfasst der Röhrenhals 76 ein abgeschnittenes
Flügelprofil,
das mit einem Teil des Profils im Innern der einzelnen Flügel übereinstimmt,
und kann an den umgebenden Rippen des Innenbandes hartgelötet sein.
Der Luftkreislauf 64 kann teilweise durch eine Blechabdeckung 78 definiert
sein, wie in 4 und 5 gezeigt
ist, die beispielsweise auf den entsprechenden Rippen des Innenbandes 34 hartgelötet sein
kann.
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6 veranschaulicht
eine alternative Ausführungsform
der Erfindung, die ansonsten mit der Ausführungsform der 2 mit
Ausnahme der Befestigung der Transferrohre 68 und der Konfiguration des
damit zusammenarbeitenden Luftkreislaufes 64 identisch
ist. Bei dieser Ausführungsform
ist jedes Transferrohr 68 fest an dem Boden der Aufprallplatte 42 selbst
befestigt und erstreckt sich durch eine Öffnung in einer Blechtrennwand 80,
die mit dem Innenband 34 verbunden ist. Die Trennwand 80 definiert ähnlich wie
der Hals 76 in der Ausführungsform
der 2 mit der Abdeckung 78 den Luftkreislauf 64 dazwischen
zum Liefern von Voraufprallkühlluft
durch die vorderen Spüllöcher 66.
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Falls
erwünscht,
können
die hinteren Spüllöcher 72 ebenfalls
in Strömungskommunikation
mit dem gleichen Luftkreislauf 64 zwischen der Trennwand 80 und
der Abdeckung 78 angeordnet sein, um die Voraufprallkühlluft zur
Spülung
des hinteren Rotorhohlraums 63 aufzunehmen. Da die Voraufprallkühlluft bei
einem größeren Druck
als die Nachaufprallkühlluft
in dem Flügel
ist, wird ein Teil der Ersteren durch den Sicherheitsspalt um das
Transferrohr 68 zurück
in den Flügel
zum Abführen
durch die Hinterkantenlöcher 54 lecken.
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Bei
beiden oben offenbarten Ausführungsformen
wird die Voraufprallkühlluft
zu dem vorderen Rotorhohlraum 62 mit einem höheren Druck
und einer niedrigerer Temperatur als die gespeist, die von der Nachaufprallkühlluft im
Inneren der Flügel
verfügbar
sind. Eine verbesserte Kühlung
und Leistung in dem vorderen Rotorhohlraum wird erhalten, was dementsprechend
die Kühlung
des hinteren Rotorhohlraums 63 ebenfalls verbessert.