EP1106785B1 - Leckstromkanal im Rotor einer Turbomaschine - Google Patents

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EP1106785B1
EP1106785B1 EP00120564A EP00120564A EP1106785B1 EP 1106785 B1 EP1106785 B1 EP 1106785B1 EP 00120564 A EP00120564 A EP 00120564A EP 00120564 A EP00120564 A EP 00120564A EP 1106785 B1 EP1106785 B1 EP 1106785B1
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EP
European Patent Office
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turbomachine
carrier ring
seal carrier
leakage
housing
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EP00120564A
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Alexander Böck
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Rolls Royce Deutschland Ltd and Co KG
Original Assignee
Rolls Royce Deutschland Ltd and Co KG
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Publication date
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    • 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
    • F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
    • F01D25/26—Double casings; Measures against temperature strain in casings
    • 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
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
    • 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
    • F01D25/14—Casings modified therefor
    • F01D25/145—Thermally insulated casings
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/221—Improvement of heat transfer

Definitions

  • the invention relates to a turbomachine according to the preamble of the claim 1.
  • the casing and the casing are generally tried Housing cladding as good as possible against that in a main flow channel isolated working gas to isolate an acceptable gap behavior to preserve the blades of the blades. It will continue to try Keep housing temperature as low as possible in order to be inexpensive To be able to use material such as steel.
  • Efforts have already been made in technology to cool the housing and optimize the airflow. So describes the WO 92/17686 a turbine housing, which by the special design the housing cladding the air flow of the cooling air between the cladding and regulated outer circumference. It tries by narrowing the flow cross section over housing sections with a particularly thick Cross section to achieve increased cooling of these sections.
  • leakage air flow 24 In the low-pressure turbine stage shown in a longitudinal section in FIG. 3 according to the known prior art, hot working gas is made the turbine main flow channel 6 through a connecting gap 22 in a space 5 is drawn in in the form of a so-called leakage air flow 24.
  • this Room 5 mixes this leakage air flow 24 with a specifically provided one or flow of throttle air 8 introduced into this space 5, which is essentially sealing air from this low pressure turbine stage upstream high-pressure turbine stage.
  • This Mixed air flow (referred to later as leakage air mixture 25) flows into an insulation space 21 via a so-called groove-nose connection 23 one between the seal carrier ring 7 and the Inner circumference of the turbine housing section 10 is provided, and in the insulating elements 19 are provided.
  • the mixed air flow which is also relatively hot due to the hot leak air flow 24 flows out of this leakage air flow 24 and the throttle air 8 or penetrates the insulating elements 19 and consequently sets their insulating effect significantly lower than the housing section 10.
  • the housing section 10 can thereby be overheated at worst. At least however, by guiding the leakage air flow 24, the results from the leak on the low pressure side, the insulating elements 19 the seal carrier ring 7 from all sides with air higher Temperature flows around. Their insulating effect in the direction of the housing wall thus greatly reduced. As is known, this has a negative effect on the running column and thus on the turbine efficiency, since the increased by the way Heat transfer the entire area of the turbine casing thermally is deformed faster, i.e.
  • the present invention is therefore based on the object, the disadvantages to avoid the prior art and a simple and inexpensive Solution for removing those escaping from the main turbine flow channel to find hot working gases, with turbine efficiency improved and overheating of housing parts should be avoided.
  • a development of the present invention according to the features of Claim 2 provides a particularly advantageous design in front. This creates an at least partially double-walled seal carrier ring generated in the leakage air flow through the double-walled Section is channeled.
  • the baffle can advantageously according to the features of Claim 3 be attached to the seal carrier ring. But also other variants, such as individual tubes, longitudinally permeable metal honeycombs or metal bars are possible.
  • the seal carrier ring can for example made of a nickel-based alloy, such as Inconel 718 his.
  • Another advantageous embodiment of the present invention has the features of claim 4.
  • the openings are arranged according to the features of claim 5.
  • the openings lie at an end of the connecting gap facing the main flow channel of the turbomachine.
  • a particularly advantageous embodiment of the present invention is achieved with the features of claim 6.
  • the guide plate has a double function, since it also serves here as a holder for the seal carrier ring on a protruding circumferential retaining lug of the housing segment. This double function saves an additional mounting component.
  • a further advantageous embodiment of the present invention has the features of patent claim 7. In a low-pressure turbine stage of a turbomachine in particular, significant increases in efficiency can be achieved by appropriately designing the seal carrier ring.
  • FIG. 1 shows schematically a low pressure turbine stage of an axial turbomachine in longitudinal section.
  • the main flow direction of the turbine runs here in the drawing plane from left to right, i.e. from a stator 18 to a stator 13.
  • the cross section of the turbine widens conically in the direction of the stator 13.
  • the stator 18 is one in the axial direction Rotor stage with rotor blades 14 connected downstream.
  • the stator feet 17, 29, each Have stator segments with a plurality of stators 18 and 13, and the seal carrier ring 7 are each connected to housing sections 27, 10 which form a gas-tight seal from the environment.
  • the housing sections 27, 10 are in turn on their outer circumference of a housing cladding 11 surrounded, in particular the guidance of cooling air serves.
  • the rotor blades 14 each have sealing tips at their blade tips 15, with a labyrinth seal attached to the seal carrier ring 7 12 cooperate to avoid flow losses.
  • On the A further stator 13 follows the rotor stage. 13 stator segments formed are on stator feet 17, 29 on the turbine housing attached. Between its housing sections 10 and Rotor blades 14 is the rotating one on the already mentioned seal carrier ring 7 Labyrinth seal 12 arranged, in which the sealing tips 15th of the rotor blades 14 when the rotor blades expand due to temperature and centrifugal forces can work into it.
  • isolation space 21 is formed, in which first insulating elements 30 and second insulating elements 19 are arranged behind it.
  • the housing sections 27 and 10 are via a housing screw 16 connected together. There is a circumferential one on the housing section 10 Hold nose 23 out, as shown in Figure 2 in detail.
  • This revolving Retaining lug 23 is from above and below through one end of the seal carrier ring 7 and one end of a baffle explained in more detail later 1 includes so that they as a holder of the seal carrier ring 7 its end facing the stator 18 is used.
  • On its stator 13 facing end is the seal carrier ring 7 in a groove-shaped in Recess 28 circumferential direction of the stator 29 is added.
  • FIG. 1 shows an embodiment of a leakage current channel according to the invention 4 for channeling leakage flow, which is shown in detail in FIG is.
  • the leakage flow channel 4 is in the circumferential direction of the turbine by an annular wall of the seal carrier ring 7 and an annular Baffle 1 limited, these two components by so-called.
  • Spacer plates 2, which at regular intervals on the circumference are distributed, are spaced apart.
  • the leakage current channel 4 thus has a rectangular flow cross section in the present exemplary embodiment on.
  • connection gap 22 There is a connecting gap between the stator foot 17 and the seal carrier ring 7 22 formed.
  • Side of the connecting gap 22 is an annular cavity 5 between Stator foot 17 and housing section 27 formed. Furthermore, the seal carrier ring 7 in the amount of the connecting gap 22 holes 3 through which the connection gap 22 is connected to the leakage current channels 4.
  • the entire turbine housing is otherwise surrounded by a casing 11, via a screw connection 20 to the housing sections 10 connected is.
  • this hot air leakage mixture 25 is on the outside of the seal carrier ring 7 in the leakage current channel 4, where it cool can and at the output of the leakage flow channel 4 entrained by further throttle air and following the wall of the seal carrier ring 7 into one Cavity 9 can emerge.
  • the channel cross section of the leakage current channel 4 is designed so that whose flow resistance is much lower than that with insulation elements 19 is largely filled isolation space 21 around the ensure the desired flow pattern.
  • the arrangement of the holes 3 is chosen so that the throttle air 8, which is of course colder is as the working gas in the main flow channel 6, also through the Bores 3 flows into the leakage current channels 4. Only if the amount of Throttle air 8 is less than the amount of leakage in those already mentioned Cavity 9 of the seal carrier ring 7 on that facing the recess 28 Exits at the end, so additional leakage air working gas 24 is emitted the main flow channel 6 through the connecting gap 22 and the holes 3 drawn into the leakage current channels 4. The leakage air working gas or the leakage air flow 24 penetrates due to the arrangement of the holes 3 not in the cavity 5. This will make the turbine housing or the housing sections 10, 27 are additionally protected against overheating.
  • the leakage current channel 4 must not run over the entire length of the seal carrier ring 7. Rather, it is sufficient if the leakage current channel 4 is downstream of the first insulating element 30 or shortly after the start of the second insulating element 19 ends. This insulating element 19 then takes over the management of the leakage air mixture 25 essentially into the cavity 9. An unwanted one Flow around the insulating elements 30 and 19 and in particular the undesirable direct application of the housing section 10 with the Leakage air flow 24 can therefore no longer take place.

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Description

Die Erfindung betrifft eine Turbomaschine gemäß dem Oberbegriff des Patentanspruchs 1.
Bei Turbomaschinen wird im allgemeinen versucht das Gehäuse und die Gehäuseverkleidung möglichst gut gegen das in einem Hauptströmungskanal geführte Arbeitsgas zu isolieren, um ein akzeptables Spaltverhalten an den Laufspalten der Laufschaufeln zu erhalten. Es wird weiter versucht die Gehäusetemperatur so niedrig wie möglich zu halten, um einen kostengünstigen Werkstoff, wie zum Beispiel Stahl, verwenden zu können. Im Stand der Technik sind bereits Anstrengungen unternommen worden, um die Gehäusekühlung und die Luftführung zu optimieren. So beschreibt die WO 92/17686 ein Turbinengehäuse, das durch die besondere Ausgestaltung der Gehäuseverkleidung die Luftführung der Kühlluft zwischen Verkleidung und Gehäuseaußenumfang reguliert. Dabei wird versucht, durch Verengung des Strömungsquerschnitts über Gehäuseabschnitten mit besonders dickem Querschnitt eine erhöhte Kühlung dieser Abschnitte zu erreichen.
Jedoch können durch eine derartige Ausgestaltung, wie sie in der WO 92/17686 vorgeschlagen wird, keine Leckluftströmungen beeinflußt werden, die aus dem Hauptströmungskanal der Turbine heraus in den Bereich zwischen Gehäuseinnenumfang und Dichtungsträgerring strömen. Insbesondere bei Niederdruckturbinen besteht nämlich das Problem, daß unter hohem Druck stehendes heißes Arbeitsgas aus dem Hauptströmungskanal der Turbine durch Undichtigkeiten in den Bereich zwischen Gehäuseinnenumfang und Dichtungsträgerring entweicht. Dies ergibt sich aus daraus, daß im allgemeinen an Niederdruckturbinen aus Kostengründen kein spezielles Luftsystem mit Sperrluft zum Sperren des Heißgases verwendet wird.
Bei der in Figur 3 in einem Längsschnitt dargestellten Niederdruckturbinenstufe nach dem bekannten Stand der Technik wird heißes Arbeitsgas aus dem Turbinen-Hauptströmungskanal 6 durch einen Verbindungsspalt 22 in einen Raum 5 in Form einer sog. Leckluftströmung 24 eingezogen. In diesem Raum 5 vermischt sich diese Leckluftströmung 24 mit einem gezielt bereitgestellten bzw. in diesen Raum 5 eingeleiteten Strom von Drosselluft 8, wobei es sich im wesentlichen um Sperrluft aus der dieser Niederdruck-Turbinenstufe vorgelagerten Hochdruck-Turbinenstufe handelt. Dieser Mischluftstrom (an späterer Stelle als Leckageluftgemisch 25 bezeichnet) strömt über eine sog. Nut-Nase Verbindung 23 in einen Isolationsraum 21 ein, der zwischen dem Dichtungsträgerring 7 und dem Innenumfang des Turbinen-Gehäuseabschnittes 10 vorgesehen ist, und in dem Isolierelemente 19 vorgesehen sind.
Der aufgrund der heißen Leckluftströmung 24 ebenfalls relativ heiße Mischluftstrom aus dieser Leckluftströmung 24 sowie der Drosselluft 8 umströmt bzw. durchdringt die Isolierelemente 19 und setzt demzufolge deren Isolationswirkung gegenüber dem Gehäuseabschnitt 10 erheblich herab. Der Gehäuseabschnitt 10 kann hierdurch ungüstigstenfalls überhitzt werden. Zumindest jedoch werden durch diese Führung der Leckluftströmung 24, die sich aus der Leckage auf der Seite des niedrigen Druckes ergibt, die Isolierelemente19 des Dichtungsträgerrings 7 von allen Seiten mit Luft hoher Temperatur umströmt. Deren Isolierwirkung in Richtung Gehäusewand wird damit stark verringert. Dies wirkt sich wie bekannt negativ auf die Laufspalte und damit auf den Turbinenwirkungsgrad aus, da im übrigen durch den verstärkten Wärmeübergang der gesamte Bereich des Turbinengehäuses thermisch schneller verformt wird, d.h. er reagiert kurzfristiger auf Änderungen der Temperaturen. Wie bekannt wirkt sich dies negativ auf die sog. Laufspalte, d.h. auf den wünschenswerterweise so gering als möglich zu haltenden Spalt zwischen einer bzw. der Labyrinthdichtung 12 und den Dichtungsspitzen 15 der Rotorschaufeln 14 der Turbine aus. Die so entstehenden Spaltverluste erfordern somit eine Verwendung entsprechend hitzebeständiger Werkstoffe für die Gehäuseabschnitte 10.
Weitere Ausführungen von Dichtungen in Turbomaschinen sind in US-A-4 573 866 offenbart.
Der vorliegenden Erfindung liegt daher die Aufgabe zugrunde, die Nachteile des Standes der Technik zu vermeiden und eine einfache und kostengünstige Lösung zur Abführung der aus dem Turbinen-Hauptströmungskanal entweichenden heißen Arbeitsgase zu finden, wobei der Turbinenwirkungsgrad verbessert und Überhitzung von Gehäuseteilen vermieden werden soll.
Diese Aufgabe wird mit den kennzeichnenden Merkmalen des Patentanspruchs 1 gelöst. Vorteilhafte Ausgestaltungen der Erfindung werden in den Unteransprüchen beschrieben.
Durch die erfindungsgemäße Lösung mit den Merkmalen gemäß Patentanspruch 1 wird eine definierte Luftströmung im Bereich zwischen Gehäuseinnenumfang und Dichtungsträgerring erreicht. Dadurch wird verhindert, daß zwischen den Isolierelementen und den Gehäuseabschnitten eine erzwungene Strömung hoher Temperatur stattfindet, da diese Strömung nunmehr in einem unschädlichen Bereich geführt wird. Die Isolierwirkung der Isolierelemente erhöht sich dadurch erheblich, was ein besseres Spaltverhalten einer Rotorstufe und damit einen höheren Wirkungsgrad der jeweiligen Stufe insgesamt zur Folge hat. Außerdem wird durch die definierte Luftströmung und die damit verbesserte Isolierung die Temperatur des Turbinen-Gehäuses verringert, was den Einsatz von kostengünstigeren Werkstoffen erlaubt.
Eine Weiterbildung der vorliegenden Erfindung gemäß den Merkmalen des Patentanspruchs 2 sieht eine besonders vorteilhafte konstruktive Ausgestaltung vor. Dabei wird ein zumindest teilweise doppelwandiger Dichtungsträgerring erzeugt, bei dem Leckluftströmung durch den doppelwandigen Abschnitt kanalisiert wird.
Das Leitblech kann dabei in vorteilhafter Weise gemäß den Merkmalen des Patentanspruchs 3 auf dem Dichtungsträgerring angebracht sein. Aber auch andere Varianten, wie einzelne Röhren, längs durchlässige Metallwaben oder Metallstege sind möglich. Der Dichtungsträgerring kann dabei beispielsweise aus einer Nickel-Basis-Legierung, wie Inconel 718 hergestellt sein.
Eine weitere vorteilhafte Ausführungsform der vorliegenden Erfindung weist die Merkmale des Patentanspruchs 4 auf. Dabei sind entsprechende Öffnungen, die vorzugsweise als Bohrungen ausgestaltet sind, über den Umfang verteilt und jeweils an Stellen angeordnet, wo sie auf einen freien Abschnitt des erfindungsgemäßen Leckstromkanals treffen.
Nach einer vorteilhaften Ausgestaltung der vorliegenden Erfindung sind die Öffnungen gemäß den Merkmalen des Patentanspruchs 5 angeordnet. Dabei liegen die Öffnungen an einem dem Hauptströmungskanal der Turbomaschine zugewandten Ende des Verbindungsspalts.
Eine besonders vorteilhafte Ausführungsform der vorliegenden Erfindung wird mit den Merkmalen des Anspruchs 6 erreicht. Darin hat das Leitblech eine Doppelfunktion, da es hier nämlich gleichzeitig auch als Halterung des Dichtungsträgerrings an einer hervorstehenden umlaufenden Haltenase des Gehäusesegments dient. Durch diese Doppelfunktion läßt sich ein zusätzliches Halterungsbauteil einsparen. Schließlich weist eine weitere vorteilhafte Ausführungsform der vorliegenden Erfindung die Merkmale des Patentanspruchs 7 auf. Insbesondere in einer Niederdruckturbinenstufe einer Turbomaschine lassen sich deutliche Wirkungsgradsteigerungen durch eine entsprechende Ausgestaltung des Dichtungsträgerrings erzielen.
Weitere Ausgestaltungen und Vorteile der Erfindung werden durch die Beschreibung des Ausführungsbeispieles unter Bezugnahme auf die beigefügten Zeichnungen erläutert. Darin zeigen:
Figur 1
eine schematische Darstellung einer Niederdruckturbinenstufe einer Turbomaschine im Längsschnitt, bei der ein erfindungsgemäßer Leckstromkanal zur Kanalisierung von Leckströmung vorgesehen ist;
Figur 2
ein Detail des Längsschnitts aus Figur 1, bei dem der Leckstromkanal mit den entsprechenden Strömungen dargestellt ist;
Figur 3
eine schematische Darstellung einer Niederdruckturbinenstufe vom bekannten Stand der Technik, die bereits erläutert wurde.
Figur 1 zeigt schematisch eine Niederdruckturbinenstufe einer Axialturbomaschine im Längsschnitt. Dabei verläuft die Hauptströmungsrichtung der Turbine in der Zeichnungsebene von links nach rechts, d.h. von einem Stator 18 zu einem Stator 13. Der Querschnitt der Turbine erweitert sich dabei kegelförmig in Richtung des Stators 13. Dem Stator 18 ist in axialer Richtung eine Rotorstufe mit Rotorschaufeln 14 nachgeschaltet. In radialer Richtung bilden zum einen Statorfüße 17 und 29 sowie ein Dichtungsträgerring 7 die äußere Begrenzung des Hauptströmungskanals 6. Die Statorfüße 17, 29, die jeweils Statorsegmente mit mehreren Statoren 18 und 13 aufweisen, und der Dichtungsträgerring 7 sind jeweils mit Gehäuseabschnitten 27, 10 verbunden, die einen gasdichten Abschluß gegenüber der Umgebung bilden. Die Gehäuseabschnitte 27, 10 sind wiederum an ihrem Außenumfang von einer Gehäuseverkleidung 11 umgeben, die insbesondere der Führung von Kühlluft dient.
Die Rotorschaufeln 14 weisen an ihren Schaufelspitzen jeweils Dichtungsspitzen 15 auf, die mit einer am Dichtungsträgerring 7 befestigten Labyrinthdichtung 12 zusammenwirken, um Strömungsverluste zu vermeiden. Auf die Rotorstufe folgt ein weiterer Stator 13. Die jeweils aus mehreren Statoren 18, 13 gebildeten Statorsegmente sind dabei über Statorfüße 17, 29 am Turbinen-Gehäuse befestigt. Zwischen dessen Gehäuseabschnitten 10 und den Rotorblättern 14 ist am bereits genannten Dichtungsträgerring 7 die umlaufende Labyrinthdichtung 12 angeordnet, in die sich die Dichtungsspitzen 15 der Rotorschaufeln 14 bei Ausdehnung der Rotorblätter aufgrund von Temperatur und Fliehkräften hineinarbeiten können.
Zwischen dem Dichtungsträgerring 7 und dem Gehäuseabschnitt 10 wird ein sog. Isolationsraum 21 gebildet, in welchem erste Isolierelemente 30 und quasi dahinter zweite Isolierelemente 19 angeordnet sind.
Die Gehäuseabschnitte 27 und 10 sind über eine Gehäuse-Verschraubung 16 miteinander verbunden. Am Gehäuseabschnitt 10 steht eine umlaufende Haltenase 23 hervor, wie in Figur 2 im Detail gezeigt. Diese umlaufende Haltenase 23 wird von oben und unten jeweils durch ein Ende des Dichtungsträgerrings 7 und ein Ende eines später noch näher erläuterten Leitblechs 1 umfaßt, so daß sie als Halterung des Dichtungsträgerrings 7 an seinem dem Stator 18 zugewandten Ende dient. An seinem dem Stator 13 zugewandten Ende ist der Dichtungsträgerring 7 in einer nutförmigen in Umfangsrichtung umlaufenden Aussparung 28 des Statorfußes 29 aufgenommen.
Figur 1 zeigt eine Ausführungsform eines erfindungsgemäßen Leckstromkanals 4 zur Kanalisierung von Leckströmung, der in Figur 2 im Detail dargestellt ist. Dabei ist der Leckstromkanal 4 in Umfangsrichtung der Turbine durch eine ringförmige Wandung des Dichtungsträgerrings 7 und ein ringförmiges Leitblech 1 begrenzt, wobei diese beiden Bauelemente durch sog. Abstandsbleche 2, welche in regelmäßigen Abständen über den Umfang verteilt angeordnet sind, voneinander beabstandet sind. Dabei ist jeweils das Abstandsblech 2 mit einer Wandung des Dichtungsringträgers 7 und das Leitblech 1 mit dem Abstandsblech 2 verschweißt. Der Leckstromkanal 4 weist somit im vorliegenden Ausführungsbeispiel einen rechteckigen Strömungsquerschnitt auf.
Zwischen dem Statorfuß 17 und dem Dichtungsträgerring 7 ist ein Verbindungsspalt 22 gebildet. Auf der dem Hauptströmungskanal 6 abgewandten Seite des Verbindungsspalts 22 ist ein ringförmiger Hohlraum 5 zwischen Statorfuß 17 und Gehäuseabschnitt 27 gebildet. Ferner weist der Dichtungsträgerring 7 in Höhe des Verbindungsspalts 22 Bohrungen 3 auf, über die der Verbindungsspalt 22 mit den Leckstromkanälen 4 in Verbindung steht.
Das gesamte Turbinengehäuse ist im übrigen von einer Verkleidung 11 umgeben, die über eine Verschraubung 20 mit den Gehäuseabschnitten 10 verbunden ist.
Während des Betriebs der Turbine expandiert heißes unter hohem Druck stehendes Arbeitsgas im Hauptströmungskanal 6 in Richtung des Stators 13. Gleichzeitig tritt, wie in Figur 2 angedeutet, sog. Drosselluft 8, von der vorgelagerten Hochdruck-Turbine als dort verwendete Sperrluft kommend, in den Hohlraum 5 ein und wird weiter in Richtung des abfallenden Drucks in den Isolationsraum 21 eingeführt. Ferner gelangt eine Leckluftströmung 24 in Form eines Bruchteiles des heißen Arbeitsgases aus dem Hauptströmungskanal 6 durch den Verbindungsspalt 22 in Richtung des abfallenden Drucks, d.h. in Richtung des Hohlraums 5. Diese Leckluftströmung wird nun durch die Bohrung 3 in den Leckstromkanal 4 geleitet. Dadurch wird die Leckluftströmung 24 definiert an den Isolierelementen 19 außen am Dichtungsträgerring 7 vorbeigeführt. Selbstverständlich vermischen sich zuvor und währenddessen die bereits genannte Drosselluft 8 und die Leckluftströmung 24 insbesondere beim Einströmen in die Löcher 3, wobei wesentlich ist, daß dieser heiße Mischstrom, der in Fig. 2 unter der Bezugsziffer 25 als Leckageluftgemisch in Form eines Pfeiles dargestellt ist, aufgrund des Leckstromkanales 4 vom Turbinen-Gehäuse, d.h. vom Gehäuseabschnitt 10 auf Distanz gehalten wird. Im übrigen wird hierdurch ausgeschlossen, daß mit relativ kalter Drosselluft 8 durchmischtes Leckluft-Arbeitsgas 24 unkontrolliert in den Isolationsraum 21 eindringen kann und dort zu lokalen Überhitzungen führt. Vielmehr wird dieses heiße Luftleckagegemisch 25 an der Außenseite des Dichtungsträgerrings 7 im Leckstromkanal 4 geführt, wo es abkühlen kann und am Ausgang des Leckstromkanals 4 von weiterer Drosselluft mitgerissen und der Wandung des Dichtungsträgerrings 7 folgend in einen Hohlraum 9 austreten kann.
Dabei ist der Kanalquerschnitt des Leckstromkanals 4 so ausgelegt, daß dessen Strömungswiderstand sehr viel niedriger als derjenige des mit Isolationselementen 19 zum Großteil ausgefüllten Isolationsraums 21 ist, um den gewünschten Strömungsverlauf sicherzustellen. Die Anordnung der Bohrungen 3 ist dabei so gewählt, daß die Drosselluft 8, die selbstverständlich kälter ist als das Arbeitsgas im Hauptströmungskanal 6, ebenfalls durch die Bohrungen 3 in die Leckstromkanäle 4 einströmt. Nur wenn die Menge der Drosselluft 8 geringer ist als die Leckagemenge, die in den bereits genannten Hohlraum 9 des Dichtungsträgerrings 7 an dem der Aussparung 28 zugewandten Ende austritt, so wird zusätzliches Leckluft-Arbeitsgas 24 aus dem Hauptströmungskanal 6 durch den Verbindungsspalt 22 und die Bohrungen 3 in die Leckstromkanäle 4 eingezogen. Das Leckluft-Arbeitsgas bzw. die Leckluftströmung 24 dringt aber aufgrund der Anordnung der Bohrungen 3 nicht in den Hohlraum 5 ein. Dadurch wird das Turbinen-Gehäuse bzw. werden die Gehäuseabschnitte 10, 27 zusätzlich vor Überhitzung geschützt.
Wie aus Figuren 1 und 2 zu erkennen ist, muß der Leckstromkanal 4 dabei nicht über die gesamte Länge des Dichtungsträgerrings 7 geführt werden. Vielmehr genügt es, wenn der Leckstromkanal 4 stromab des ersten lsolierelementes 30 bzw. kurz nach Beginn des zweiten Isolierelementes 19 endet. Dieses Isolierelement 19 übernimmt dann die Führung des Leckageluftgemischs 25 im wesentlichen bis in den Hohlraum 9 hinein. Eine ungewünschte Umströmung der Isolierelemente 30 und 19 und insbesondere die unerwünschte direkte Beaufschlagung des Gehäuseabschnittes 10 mit der Leckluftströmung 24 kann dadurch nicht mehr stattfinden.
BEZUGSZEICHEN
1
Leitblech
2
Abstandsblech
3
Bohrung
4
Leckstromkanal
5
Hohlraum
6
Hauptströmungskanal
7
Dichtungsträgerring
8
Drosselluft
9
Hohlraum
10
Gehäuseabschnitt
11
Verkleidung
12
Labyrinthdichtung
13
Stator
14
Rotorschaufel
15
Dichtungsspitzen
16
Verschraubung
17
Statorfuß
18
Stator
19
Isolierelement
20
Verschraubung Gehäuse-Verkleidung
21
Isolationsraum
22
Verbindungsspalt
23
Haltenase
24
Leckluftströmung (des Arbeitsgases)
25
Leckageluftgemisch
26
Halteblech
27
Gehäuseabschnitt
28
Aussparung
29
Statorfuß
30
Isolierelement

Claims (7)

  1. Turbomaschine, bei der im Bereich einer Rotorstufe zwischen einem Dichtungsträgerring (7) und einem Gehäuseabschnitt (10) Isolierungen (19, 30) vorgesehen sind, dadurch gekennzeichnet, daß ein Leckstromkanal (4) zur Kanalisierung von Leckströmung im Bereich der Isolierungen (19, 30) vorgesehen ist.
  2. Turbomaschine nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Leckstromkanal (4) zwischen einem Leitblech (1) und dem äußeren Umfang des Dichtungsträgerrings (7) gebildet ist.
  3. Turbomaschine nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß zwischen dem Leitblech (1) und dem äußeren Umfang des Dichtungsträgerrings (7) in regelmäßigem Abstand über den Umfang verteilte Abstandsbleche (2) vorgesehen sind.
  4. Turbomaschine nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß über den Umfang des Dichtungsträgerrings (7) verteilte Öffnungen (3) angeordnet sind, über die Heißgas in den Leckstromkanal (4) einleitbar ist.
  5. Turbomaschine nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß die Öffnungen (3) an einem Verbindungsspalt (22) zwischen einem Hohlraum (5) und einem Hauptströmungskanal (6) angeordnet sind.
  6. Turbomaschine nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß das Leitblech (1) gleichzeitig als Halteblech zur Befestigung des Dichtungsträgerrings (7) am Gehäuse (10) vorgesehen ist.
  7. Turbomaschine nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß der Leckstromkanal (4) zur Verwendung in einer Niederdruckturbinenstufe vorgesehen ist.
EP00120564A 1999-12-07 2000-09-20 Leckstromkanal im Rotor einer Turbomaschine Expired - Lifetime EP1106785B1 (de)

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Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2728122A1 (de) 2012-10-30 2014-05-07 MTU Aero Engines GmbH Dichtungsträgerfixierung für eine Strömungsmaschine
EP4276282A1 (de) * 2022-05-13 2023-11-15 RTX Corporation Hitzeschild und verfahren zur installation davon

Families Citing this family (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE10122464C1 (de) * 2001-05-09 2002-03-07 Mtu Aero Engines Gmbh Mantelring
FR2867224B1 (fr) * 2004-03-04 2006-05-19 Snecma Moteurs Dispositif de maintien axial de secteur d'entretoise pour anneau d'une turbine haute-pression de turbomachine
ES2620482T3 (es) 2012-08-09 2017-06-28 MTU Aero Engines AG Impermeabilización del canal de flujo de una turbomáquina
EP2696036A1 (de) * 2012-08-09 2014-02-12 MTU Aero Engines GmbH Klemmring für eine Strömungsmaschine
EP2719869A1 (de) * 2012-10-12 2014-04-16 MTU Aero Engines GmbH Axiale Abdichtung in einer Gehäusestruktur für eine Strömungsmaschine
EP2725203B1 (de) 2012-10-23 2019-04-03 MTU Aero Engines AG Kühlluftführung in einer Gehäusestruktur einer Strömungsmaschine
US9803491B2 (en) * 2012-12-31 2017-10-31 United Technologies Corporation Blade outer air seal having shiplap structure
US20180347399A1 (en) * 2017-06-01 2018-12-06 Pratt & Whitney Canada Corp. Turbine shroud with integrated heat shield

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2257754B (en) * 1983-02-26 1993-09-29 Rolls Royce Improvements in or relating to axial flow gas turbines
US4573866A (en) * 1983-05-02 1986-03-04 United Technologies Corporation Sealed shroud for rotating body
DE3428892A1 (de) * 1984-08-04 1986-02-13 MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München Schaufel- und dichtspaltoptimierungseinrichtung fuer verdichter von gasturbinentriebwerken, insbesondere gasturbinenstrahltriebwerken
US5238365A (en) * 1991-07-09 1993-08-24 General Electric Company Assembly for thermal shielding of low pressure turbine
DE4331060C1 (de) * 1993-09-13 1994-06-30 Gruenzweig & Hartmann Montage Wärmedämmanordnung

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2728122A1 (de) 2012-10-30 2014-05-07 MTU Aero Engines GmbH Dichtungsträgerfixierung für eine Strömungsmaschine
EP4276282A1 (de) * 2022-05-13 2023-11-15 RTX Corporation Hitzeschild und verfahren zur installation davon

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