EP1350925A2 - Sealing device in turbo machines - Google Patents

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EP1350925A2
EP1350925A2 EP02020928A EP02020928A EP1350925A2 EP 1350925 A2 EP1350925 A2 EP 1350925A2 EP 02020928 A EP02020928 A EP 02020928A EP 02020928 A EP02020928 A EP 02020928A EP 1350925 A2 EP1350925 A2 EP 1350925A2
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
inner ring
flow channels
cooling air
guided
honeycomb seal
Prior art date
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EP02020928A
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German (de)
French (fr)
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EP1350925B1 (en
EP1350925A3 (en
Inventor
Emil Aschenbruck
Hildegard Ebbing
Andreas Kleinefeldt
Klaus Dieter Mohr
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.)
MAN Energy Solutions SE
Original Assignee
MAN Turbo AG
MAN Turbomaschinen AG
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Priority claimed from DE10214624A external-priority patent/DE10214624C1/en
Application filed by MAN Turbo AG, MAN Turbomaschinen AG filed Critical MAN Turbo AG
Publication of EP1350925A2 publication Critical patent/EP1350925A2/en
Publication of EP1350925A3 publication Critical patent/EP1350925A3/en
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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
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/001—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between stator blade and rotor
    • 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
    • F01D11/02—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages by non-contact sealings, e.g. of labyrinth type
    • F01D11/025—Seal clearance control; Floating assembly; Adaptation means to differential thermal dilatations

Definitions

  • the invention relates to a device for sealing between the vanes and the rotor of turbomachinery with the Features of the preamble of claim 1.
  • a cooled honeycomb seal is known, the at the outer boundary of the flow channel inside a gas turbine is arranged.
  • the honeycomb seal is a part of the cooling air, which is the upstream Guide vane is available on the outer shroud, through Holes in the honeycomb ring bearing the Honeycomb supplied.
  • the invention is based on the object, the generic Seal so that the distance between the Honeycomb seal and the labyrinth tips to reduce the Leakage currents while increasing the efficiency of Turbomachine can be reduced.
  • the sealing gap can be from be designed narrower in the front.
  • turbomachines The construction of turbomachines is basically known.
  • a formed as a gas turbine turbomachine is shown in FIG. 7 from a housing 16 in which a rotor 17 is rotatably mounted.
  • the rotor 17 carries a plurality of rows of blades 18, between which fixed, attached to the housing 16 vanes. 1 are arranged.
  • Figs. 1 to 5 and 9 to 11 is a part of the rotor 17 with two blades 18 and the lower part of a vane. 1 shown.
  • the vane 1 is at its end facing the rotor 17 provided with a Leitschaufelfuß 14.
  • a Leitschaufelfuß 14 At the Leitschaufelfuß 14 is heat-elastic, an inner ring 3 suspended.
  • the Leitschaufelfuß 14 provided with a projection 19 which in an adapted recess 20 engages in the inner ring 3, wherein between the end face of the projection 19 of the Leitschaufelfußes 14 and the bottom of the recess 20 of the inner ring 3 a the Thermal expansion receiving gap 13 remains.
  • Centering pins 2, in the projection 19 of the vane root 14 and in the bottom the recess 20 of the inner ring 3 are used, provide for a centering of the inner ring 3 on the Leitschaufelfuß 14th
  • honeycomb seal 4 On the rotor 17 facing surface of the inner ring 3 is a honeycomb seal 4 soldered.
  • the honeycomb seal 4 contains an open honeycomb structure made up of webs. The Webs are connected to the inner ring 3 and limit the after inside open honeycomb.
  • the honeycomb seal 4 are labyrinth peaks 5 of a one-piece sealing labyrinth ring opposite, which is mounted on the rotor 17. Between the with the rotor 17 rotating labyrinth tops 5 and the fixed honeycomb seal 4 is a sealing gap of small to be held radial height.
  • the guide vanes 1 are cooled and have a cavity 21 on, which is traversed by cooling air.
  • the cooling air occurs at the Vane trailing edge 6 off.
  • the cooling air is taken from the vane 1. To this end is through the Leitschaufelfuß 14 a first flow channel guided, which is designed as a bore 15 and into the gap 13th between the Leitschaufelfuß 14 and the inner ring 3 opens.
  • the first flow channel can also be shown in FIG. 8 as an inner bore 23 of a hollow centering pin 2 may be formed, wherein the Inner bore 23 via a radially through the Leitschaufelfuß 14th guided bore 24 with the cavity 21 of the guide vane 1 in Connection stands.
  • the inner bore 23 of the hollow Centering pin 2 is at least one of the second as well Flow channel serving, radial bores 7 connected. In each case one of the radial bores 7 opens into one of the axial holes 8 a.
  • At least one of the radial bores 7, which serve as second flow channels, branch off fourth flow channels, as the oblique holes. 9 are guided by the inner ring 3 and in a further annular groove 22 end. In this way, the honeycomb seal 4 is a large area cooled.
  • the inner ring 3 consists of two parts, the on the mutually facing sides with grooves and projections are provided.
  • the two parts of the inner ring 3 are so put together that the grooves and protrusions into each other and thereby forming serpentines 12 which form a fifth represented by the inner ring 3 guided flow channel.
  • the Serpentine 12 are in communication with the axial bores 8. Through this serpentine-like cooling air flow is the residence time the cooling air in the inner ring 3 larger than the others described embodiments.
  • the surface becomes for heat transfer (cooling) through the serpentines 12 increases and thus the effectiveness of cooling.
  • Fig. 9 shows the cooling air flows a to h for the uncooled Variant of the inner ring 3 according to the prior art.
  • a hot gas stream e from the Flow channel of the vane 1 in the annular gap between the Wickelichtung 4 and the labyrinth tips 5 is pulled and there leads to an increase in the leakage current f.
  • FIGS. 10 and 11 illustrate the cooling air flows a to 1 for the cooled variant of the inner ring 3, wherein the cooling air flow k is low in FIG. 10 and large in FIG. 11.
  • the amount the cooling air flow k can be controlled by a higher pressure of the Cooling air in the vane 1, a larger diameter of the Hole 7 or a change in the flow resistance through the design of the inlet and outlet (rounded, sharp-edged) change the hole 7.
  • the cooling air flow k is a cooling air flow of small amount. It is observed that the Hot gas collapse e is avoided and a much lower Leakage flow f through the annular gap between the honeycomb seal 4th and the labyrinth tips 5 flows. The annular gap between the Wickelichtung 4 and the labyrinth tips 5 is in one Direction of the leakage flow f flows through.

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Abstract

The seal device has a heat-elastic inner ring (3) fitted to the blade foot (14) of a turbine blade (1) provided with a dovetail seal (4) cooperating with a labyrinth (5) of the rotor (17). The cooling flow through the turbine blade communicates with a flow channel provided by a bore (15) extending through the inner ring to the dovetail seal, leading to a further flow channel provided by a radial bore (7) or a diagonal bore.

Description

Die Erfindung betrifft eine Vorrichtung zur Abdichtung zwischen den Leitschaufeln und dem Rotor von Turbomaschinen mit den Merkmalen des Oberbegriffes des Anspruches 1.The invention relates to a device for sealing between the vanes and the rotor of turbomachinery with the Features of the preamble of claim 1.

Bei einer aus der Praxis bekannten Abdichtung in Turbomaschinen ist der an den Leitschaufeln aufgehängte Innenring mit der aufgelöteten Wabendichtung ungekühlt. Um einen Metallkontakt zwischen dem Rotor und dem Stator der Turbomaschine sicher zu vermeiden, muss der Abstand zwischen der Wabendichtung und den Labyrinthspitzen auf den größtmöglichen Betrag der Wärmedehnung ausgelegt werden. Der verhältnismäßig große Abstand hat einen großen Leckagestrom zur Folge.In a known from practice sealing in turbomachinery is the suspended on the vanes inner ring with the soldered honeycomb seal uncooled. To a metal contact between the rotor and the stator of the turbomachine avoid, the distance between the honeycomb seal and the Labyrinth tips to the maximum amount of thermal expansion be interpreted. The relatively large distance has one large leakage current result.

Aus der DE-A-19 821 365 ist eine gekühlte Wabendichtung bekannt, die an der äußeren Begrenzung des Strömungskanals innerhalb einer Gasturbine angeordnet ist. Zur Kühlung der Wabendichtung wird ein Teil der Kühlluft, welche der stromauf liegenden Leitschaufel am äußeren Deckband zur Verfügung steht, durch Bohrungen in dem die Wabendichtung tragenden Ring der Wabendichtung zugeführt.From DE-A-19 821 365 a cooled honeycomb seal is known, the at the outer boundary of the flow channel inside a gas turbine is arranged. For cooling the honeycomb seal is a part of the cooling air, which is the upstream Guide vane is available on the outer shroud, through Holes in the honeycomb ring bearing the Honeycomb supplied.

Aus der US-A-5 749 701 und der US-A-5 157 914 sind Gasturbinen mit innen gekühlten Leitschaufeln bekannt. Mit den Leitschaufeln sind starr Dichtsegmente verbunden, die eine Wabendichtung enthalten. Die Dichtsegmente sind radial fixiert und nicht wärmeelastisch aufgehängt. Den Dichtsegmenten wird Kühlluft aus den gekühlten Leitschaufeln zugeführt. Diese Kühlluft dient vor allem der Sperrung des Dichtspaltes zwischen den Dichtsegmenten und Labyrinthspitzen und weniger der Kühlung der Wabendichtung. Wegen der nicht wärmeelastischen Aufhängung der Dichtsegmente wird die Breite des Dichtspaltes durch die Kühlluft nicht beeinflusst.From US-A-5,749,701 and US-A-5,157,914 are gas turbines known with internally cooled vanes. With the vanes are rigid sealing segments connected to a honeycomb seal contain. The sealing segments are radially fixed and not heat-elastic suspended. Cooling air is released from the sealing segments fed to the cooled vanes. This cooling air is used especially the blocking of the sealing gap between the sealing segments and labyrinth tips rather than cooling the honeycomb seal. Because of the non-heat-elastic suspension of the sealing segments the width of the sealing gap by the cooling air is not affected.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, die gattungsgemäße Abdichtung so zu gestalten, dass der Abstand zwischen der Wabendichtung und den Labyrinthspitzen zur Reduzierung der Leckageströme bei gleichzeitiger Erhöhung des Wirkungsgrades der Turbomaschine verringert werden kann.The invention is based on the object, the generic Seal so that the distance between the Honeycomb seal and the labyrinth tips to reduce the Leakage currents while increasing the efficiency of Turbomachine can be reduced.

Die Aufgabe wird bei einer gattungsgemäßen Abdichtung erfindungsgemäß durch die kennzeichnenden Merkmale des Anspruches 1 gelöst. Vorteilhafte Ausgestaltungen der Erfindung sind Gegenstand der Unteransprüche.The task is in a generic seal According to the invention by the characterizing features of Claim 1 solved. Advantageous embodiments of the invention are the subject of the dependent claims.

Der als Dichtspalt dienende Ringspalt zwischen der Wabendichtung und den Labyrinthspitzen wird maßgeblich durch die Temperatur des wärmeelastisch aufgehängten Innenringes bestimmt. Die durch den Innenring geführte Kühlluft kühlt diesen und senkt damit dessen Bauteiltemperatur. Dadurch stellt sich aufgrund der geringeren Wärmedehnung ein kleinerer Innendurchmesser der Wabendichtung und somit auch ein kleinerer Ringspalt ein. Durch die Versorgung des Innenringes mit Kühlluft lässt sich damit die Breite des Dichtspaltes beeinflussen. Der Dichtspalt kann von vorne herein enger ausgelegt werden.Serving as a sealing gap annular gap between the honeycomb seal and the labyrinth peaks will be determined by the temperature determined by the heat-elastic suspended inner ring. By Cooling air guided by the inner ring cools and lowers it its component temperature. This raises due to the lower thermal expansion a smaller inner diameter of the Honeycomb seal and thus a smaller annular gap. By the supply of the inner ring with cooling air can thus be the Influence the width of the sealing gap. The sealing gap can be from be designed narrower in the front.

Des weiteren wird ein Heißgaseinbruch aus dem Strömungskanal der Leitschaufel in die Wabendichtung vermieden und dadurch wird sich auch der Leckagestrom dementsprechend verringern. Das geht mit einer Erhöhung des Wirkungsgrades der Turbomaschine einher. Durch die Kühlung des Innenringes und der Wabendichtung wird die lebensdauerbegrenzende Materialtemperatur reduziert, die Temperatur- und Korrosionsbeständigkeit der betroffenen Bauteile verbessert und die Lebensdauer des Heißgasteiles der Turbomaschine erhöht. Durch eine Regelung der Kühlung kann ein Metallkontakt zwischen dem Rotor und dem Stator in transienten Zuständen der Turbomaschine vermieden werden. Aufgrund der angegebenen vorteilhaften Eigenschaften eignet sich die Erfindung besonders für die Nabenabdichtung zwischen dem Rotor und dem Stator von Gasturbinen.Furthermore, a hot gas intrusion from the flow channel of Leitschaufel avoided in the honeycomb seal and thereby becomes the leakage current will decrease accordingly. This works out accompanied by an increase in the efficiency of the turbomachine. By cooling the inner ring and the honeycomb seal is the reduced life-limiting material temperature, the Temperature and corrosion resistance of affected components improved and the life of the hot gas part of the Turbomachine increased. By regulating the cooling can a Metal contact between the rotor and the stator in transient States of the turbomachine can be avoided. Due to the given advantageous properties is the Invention especially for the hub seal between the rotor and the stator of gas turbines.

Mehrere Ausführungsbeispiele der Erfindung sind in der Zeichnung dargestellt und werden im Folgenden näher erläutert. Es zeigen:

Fig. 1 - 5
verschiedene Ausführungsformen einer Einzelheit X einer Gasturbine nach Fig. 7,
Fig. 6
die Einzelheit Z nach Fig. 3,
Fig. 7
schematisch den Längsschnitt durch eine Gasturbine,
Fig. 8
eine andere Ausführungsform der Einzelheit Z nach Fig. 3 und
Fig. 9 - 11
verschiedene Ausbildungen der Kühlluftstromverteilungen.
Several embodiments of the invention are illustrated in the drawing and are explained in more detail below. Show it:
Fig. 1-5
various embodiments of a detail X of a gas turbine according to Fig. 7,
Fig. 6
the detail Z of Fig. 3,
Fig. 7
schematically the longitudinal section through a gas turbine,
Fig. 8
another embodiment of the detail Z of Fig. 3 and
Fig. 9 - 11
various designs of the cooling air flow distributions.

Der Aufbau von Turbomaschinen ist grundsätzlich bekannt. Eine als Gasturbine ausgebildete Turbomaschine besteht gemäß Fig. 7 aus einem Gehäuse 16, in dem ein Rotor 17 drehbar gelagert ist. Der Rotor 17 trägt mehrere Reihen von Laufschaufeln 18, zwischen denen feststehende, an dem Gehäuse 16 befestigte Leitschaufeln 1 angeordnet sind.The construction of turbomachines is basically known. A formed as a gas turbine turbomachine is shown in FIG. 7 from a housing 16 in which a rotor 17 is rotatably mounted. The rotor 17 carries a plurality of rows of blades 18, between which fixed, attached to the housing 16 vanes. 1 are arranged.

In den Fig. 1 bis 5 und 9 bis 11 ist ein Teil des Rotors 17 mit zwei Laufschaufeln 18 und dem unteren Teil einer Leitschaufel 1 dargestellt.In Figs. 1 to 5 and 9 to 11 is a part of the rotor 17 with two blades 18 and the lower part of a vane. 1 shown.

Die Leitschaufel 1 ist an ihrem dem Rotor 17 zugewandten Ende mit einem Leitschaufelfuß 14 versehen. An dem Leitschaufelfuß 14 ist wärmeelastisch ein Innenring 3 aufgehängt. Zu diesem Zweck ist der Leitschaufelfuß 14 mit einem Ansatz 19 versehen, der in eine angepasste Ausnehmung 20 im Innenring 3 greift, wobei zwischen der Stirnfläche des Ansatzes 19 des Leitschaufelfußes 14 und dem Grund der Ausnehmung 20 des Innenringes 3 ein die Wärmedehnung aufnehmender Spalt 13 verbleibt. Zentrierstifte 2, die in den Ansatz 19 des Leitschaufelfußes 14 und in den Grund der Ausnehmung 20 des Innenringes 3 eingesetzt sind, sorgen für eine Zentrierung des Innenringes 3 an dem Leitschaufelfuß 14.The vane 1 is at its end facing the rotor 17 provided with a Leitschaufelfuß 14. At the Leitschaufelfuß 14 is heat-elastic, an inner ring 3 suspended. To this end is the Leitschaufelfuß 14 provided with a projection 19 which in an adapted recess 20 engages in the inner ring 3, wherein between the end face of the projection 19 of the Leitschaufelfußes 14 and the bottom of the recess 20 of the inner ring 3 a the Thermal expansion receiving gap 13 remains. Centering pins 2, in the projection 19 of the vane root 14 and in the bottom the recess 20 of the inner ring 3 are used, provide for a centering of the inner ring 3 on the Leitschaufelfuß 14th

Auf der dem Rotor 17 zugewandten Fläche des Innenringes 3 ist eine Wabendichtung 4 aufgelötet. Die Wabendichtung 4 enthält eine offene Wabenstruktur, die aus Stegen gebildet ist. Die Stege sind mit dem Innenring 3 verbunden und begrenzen die nach innen offenen Waben. Der Wabendichtung 4 stehen Labyrinthspitzen 5 eines einteiligen als Dichtung dienenden Labyrinthringes gegenüber, der auf dem Rotor 17 angebracht ist. Zwischen den mit dem Rotor 17 rotierenden Labyrinthspitzen 5 und der feststehenden Wabendichtung 4 besteht ein Dichtspalt von klein zu haltender radialer Höhe.On the rotor 17 facing surface of the inner ring 3 is a honeycomb seal 4 soldered. The honeycomb seal 4 contains an open honeycomb structure made up of webs. The Webs are connected to the inner ring 3 and limit the after inside open honeycomb. The honeycomb seal 4 are labyrinth peaks 5 of a one-piece sealing labyrinth ring opposite, which is mounted on the rotor 17. Between the with the rotor 17 rotating labyrinth tops 5 and the fixed honeycomb seal 4 is a sealing gap of small to be held radial height.

Die Leitschaufeln 1 sind gekühlt und weisen einen Hohlraum 21 auf, der von Kühlluft durchströmt ist. Die Kühlluft tritt an der Leitschaufelhinterkante 6 aus.The guide vanes 1 are cooled and have a cavity 21 on, which is traversed by cooling air. The cooling air occurs at the Vane trailing edge 6 off.

Um den Dichtspalt zwischen der feststehenden Wabendichtung 4 und den rotierenden Labyrinthspitzen 5 gering zu halten und die den Dichtspalt durchdringenden Leckageströme zu verringern, ist auch der Innenring 3 und die Wabendichtung 4 gekühlt. Die Kühlung erfolgt durch einen geringen Teilstrom der zur Kühlung der Leitschaufel 1 verwendeten Kühlluft, deren Hauptstrom an der Leitschaufelhinterkante 6 ausströmt.To the sealing gap between the fixed honeycomb seal 4 and keep the rotating labyrinth tips 5 low and the It is also to reduce the sealing gap penetrating leakage currents the inner ring 3 and the honeycomb seal 4 cooled. The cooling takes place by a small partial flow of the cooling Guide vane 1 used cooling air, the main stream at the Vane trailing edge 6 flows out.

Die Kühlluft wird der Leitschaufel 1 entnommen. Zu diesem Zweck ist durch den Leitschaufelfuß 14 ein erster Strömungskanal geführt, der als Bohrung 15 ausgebildet ist und in den Spalt 13 zwischen dem Leitschaufelfuß 14 und dem Innenring 3 einmündet. The cooling air is taken from the vane 1. To this end is through the Leitschaufelfuß 14 a first flow channel guided, which is designed as a bore 15 and into the gap 13th between the Leitschaufelfuß 14 and the inner ring 3 opens.

Von dem Spalt 13 gehen zweite Strömungskanäle aus, die durch den Innenring 3 als radiale Bohrungen 7 oder als räumlich diagonale Bohrungen 11 hindurch geführt sind. Die Bohrungen 7, 11 münden in dritte Strömungskanäle ein, die als axiale Bohrungen 8 durch den Innenring 3 hindurch geführt sind. Die axialen Bohrungen 8 sind an der hinteren Kante des Innenringes 3 offen und bilden den Austritt 25. Der Teilstrom an Kühlluft, welcher der Leitschaufel 1 durch die Bohrung 15 entnommen wird, verteilt sich in dem Spalt 13 zwischen dem Leitschaufelfuß 14 und dem Innenring 3, tritt in die radialen und die räumlich diagonalen Bohrungen 7, 11 ein und über die axialen Bohrungen 8 durch die Austritte 25 aus. Die der Leitschaufel 1 entnommene Kühlluft senkt die Temperatur des Innenringes 3 und der Wabendichtung 4, während diese die Bohrungen 7, 11, 8 passiert (Fig. 1, 3, 6).From the gap 13 go from second flow channels, which through the Inner ring 3 as a radial holes 7 or as spatially diagonal Holes 11 are guided through. The holes 7, 11 open in third flow channels, as axial holes 8 through are guided through the inner ring 3. The axial bores 8 are open at the rear edge of the inner ring 3 and form the outlet 25. The partial flow of cooling air, which the Guide blade 1 is removed through the bore 15, distributed in the gap 13 between the Leitschaufelfuß 14 and the Inner ring 3, enters the radial and the spatially diagonal Holes 7, 11 and via the axial holes 8 through the Outlets 25 off. The guide vane 1 removed cooling air lowers the temperature of the inner ring 3 and the honeycomb seal 4, while it passes through the bores 7, 11, 8 (FIGS. 1, 3, 6).

Der erste Strömungskanal kann gemäß Fig. 8 auch als Innenbohrung 23 eines hohlen Zentrierstiftes 2 ausgebildet sein, wobei die Innenbohrung 23 über eine radial durch den Leitschaufelfuß 14 geführte Bohrung 24 mit dem Hohlraum 21 der Leitschaufel 1 in Verbindung steht. Mit der Innenbohrung 23 des hohlen Zentrierstiftes 2 ist zumindest eine der ebenfalls als zweiter Strömungskanal dienenden, radialen Bohrungen 7 verbunden. Jeweils eine der radialen Bohrungen 7 mündet jeweils in eine der axialen Bohrungen 8 ein.The first flow channel can also be shown in FIG. 8 as an inner bore 23 of a hollow centering pin 2 may be formed, wherein the Inner bore 23 via a radially through the Leitschaufelfuß 14th guided bore 24 with the cavity 21 of the guide vane 1 in Connection stands. With the inner bore 23 of the hollow Centering pin 2 is at least one of the second as well Flow channel serving, radial bores 7 connected. In each case one of the radial bores 7 opens into one of the axial holes 8 a.

Gemäß Fig. 4 enden die radialen Bohrungen 7 in einer offenen Ringnut 10, die in der dem Rotor 17 zugewandten Fläche des Innenringes 3 eingeschnitten ist. In diesem Falle tritt die der Leitschaufel 1 entnommene Kühlluft durch die Wabendichtung 4 aus und kühlt dabei diese direkt.4, the radial bores 7 end in an open Ring groove 10, which in the rotor 17 facing surface of the Inner ring 3 is cut. In this case, the occurs Guide vane 1 removed cooling air through the honeycomb seal 4 and cool it directly.

Wie in der Fig. 2 gezeigt ist, können von mindestens einer der radialen Bohrungen 7, die als zweite Strömungskanäle dienen, vierte Strömungskanäle abzweigen, die als schräge Bohrungen 9 durch den Innenring 3 geführt sind und in einer weiteren Ringnut 22 enden. Auf diese Weise wird die Wabendichtung 4 großflächig gekühlt.As shown in FIG. 2, at least one of the radial bores 7, which serve as second flow channels, branch off fourth flow channels, as the oblique holes. 9 are guided by the inner ring 3 and in a further annular groove 22 end. In this way, the honeycomb seal 4 is a large area cooled.

Gemäß Fig. 5 besteht der Innenring 3 aus zwei Teilen, die auf den einander zugewandten Seiten mit Nuten und Vorsprüngen versehen sind. Die beiden Teile des Innenringes 3 sind so zusammengesetzt, dass die Nuten und Vorsprünge ineinander greifen und dadurch Serpentinen 12 bilden, die einen fünften durch den Innenring 3 geführten Strömungskanal darstellen. Die Serpentinen 12 stehen mit den axialen Bohrungen 8 in Verbindung. Durch diese serpentinenartige Kühlluftführung ist die Verweildauer der Kühlluft im Innenring 3 größer als bei den anderen beschriebenen Ausführungen. Darüber hinaus wird die Oberfläche zur Wärmeübertragung (Kühlung) durch die Serpentinen 12 vergrößert und damit auch die Effektivität der Kühlung.According to Fig. 5, the inner ring 3 consists of two parts, the on the mutually facing sides with grooves and projections are provided. The two parts of the inner ring 3 are so put together that the grooves and protrusions into each other and thereby forming serpentines 12 which form a fifth represented by the inner ring 3 guided flow channel. The Serpentine 12 are in communication with the axial bores 8. Through this serpentine-like cooling air flow is the residence time the cooling air in the inner ring 3 larger than the others described embodiments. In addition, the surface becomes for heat transfer (cooling) through the serpentines 12 increases and thus the effectiveness of cooling.

In den Fig. 9 bis 11 sind im Bereich des Innenringes 3 für verschiedene Varianten die Kühlluftströme a bis 1 dargestellt, die sich wie folgt zusammensetzen:

  • a) Kühlluft, die von den Laufschaufeln 18 des Laufschaufelkranzes strömt, der vor der gezeigten Leitschaufel 1 angeordnet ist,
  • b) wie a, jedoch auf einem der Rotorachse näheren Radius,
  • c) indifferente Verteilungsströmung zwischen Rotor 17 und Innenring 3,
  • d) Kühlluft, die vor den Leitschaufeln 1 in den Strömungskanal austritt,
  • e) Heißgas,
  • f) Leckagestrom (in Fig. 10 vorwärts-, in Fig. 11 rückwärtsströmend),
  • g) Kühlluft, die aus den Laufschaufeln 18 des Laufschaufelkranzes strömt, der hinter der gezeigten Leitschaufel 1 angeordnet ist,
  • h) wie d, jedoch hinter den Leitschaufeln 1,
  • k) Kühlluft, die aus dem Hohlraum 21 der Leitschaufel 1 dem Innenring 3 zugeführt wird,
  • l) Leckagestrom.
    • 9 to 11, the cooling air flows a to 1 are shown in the region of the inner ring 3 for different variants, which are composed as follows:
  • a) cooling air flowing from the blades 18 of the blade ring, which is arranged in front of the shown guide blade 1,
  • b) like a, but at a radius closer to the rotor axis,
  • c) indifferent distribution flow between the rotor 17 and inner ring 3,
  • d) cooling air exiting in front of the guide vanes 1 in the flow channel,
  • e) hot gas,
  • f) Leakage flow (forward in FIG. 10, backward in FIG. 11),
  • g) cooling air flowing out of the blades 18 of the blade ring, which is arranged behind the illustrated guide blade 1,
  • h) like d, but behind the vanes 1,
  • k) cooling air, which is supplied from the cavity 21 of the guide vane 1 to the inner ring 3,
  • l) leakage current.

    • Die Fig. 9 zeigt die Kühlluftströme a bis h für die ungekühlte Variante des Innenringes 3 gemäß dem Stand der Technik. In der Fig. 9 ist zu erkennen, dass ein Heißgasstrom e aus dem Strömungskanal der Leitschaufel 1 in den Ringspalt zwischen der Wabendichtung 4 und den Labyrinthspitzen 5 gezogen wird und dort zu einer Erhöhung des Leckagestroms f führt. Dies hat weiterhin eine Temperaturerhöhung des Innenringes 3 mit einer weiteren wärmeelastischen Dehnung desselben zur Folge.Fig. 9 shows the cooling air flows a to h for the uncooled Variant of the inner ring 3 according to the prior art. In the Fig. 9 it can be seen that a hot gas stream e from the Flow channel of the vane 1 in the annular gap between the Wickelichtung 4 and the labyrinth tips 5 is pulled and there leads to an increase in the leakage current f. This has continued a temperature increase of the inner ring 3 with another thermo-elastic elongation of the same result.

    Die Fig. 10 und 11 stellen die Kühlluftströme a bis 1 für die gekühlte Variante des Innenringes 3 dar, wobei der Kühlluftstrom k in der Fig. 10 gering und in der Fig. 11 groß ist. Die Menge des Kühlluftstromes k lässt sich durch einen höheren Druck der Kühlluft in der Leitschaufel 1, einen größeren Durchmesser der Bohrung 7 oder eine Veränderung des Strömungswiderstandes durch die Gestaltung des Ein- und Austrittes (gerundet, scharfkantig) der Bohrung 7 verändern.FIGS. 10 and 11 illustrate the cooling air flows a to 1 for the cooled variant of the inner ring 3, wherein the cooling air flow k is low in FIG. 10 and large in FIG. 11. The amount the cooling air flow k can be controlled by a higher pressure of the Cooling air in the vane 1, a larger diameter of the Hole 7 or a change in the flow resistance through the design of the inlet and outlet (rounded, sharp-edged) change the hole 7.

    Fig. 10 zeigt eine Variante mit der Kühlung des Innenringes 3, wobei es sich bei dem Kühlluftstrom k um einen Kühlluftstrom von geringer Menge handelt. Es ist zu beobachten, dass der Heißgaseinbruch e vermieden wird und ein wesentlich geringerer Leckagestrom f durch den Ringspalt zwischen der Wabendichtung 4 und den Labyrinthspitzen 5 strömt. Der Ringspalt zwischen der Wabendichtung 4 und den Labyrinthspitzen 5 wird in einer Richtung von dem Leckagestrom f durchströmt.10 shows a variant with the cooling of the inner ring 3, wherein the cooling air flow k is a cooling air flow of small amount. It is observed that the Hot gas collapse e is avoided and a much lower Leakage flow f through the annular gap between the honeycomb seal 4th and the labyrinth tips 5 flows. The annular gap between the Wickelichtung 4 and the labyrinth tips 5 is in one Direction of the leakage flow f flows through.

    Wird, wie in Fig. 11 dargestellt, der Kühlluftstrom k erhöht, so teilt sich dieser in die beiden Leckageströme f und 1 auf, die zu beiden Seiten des Innenringes 3 den Ringspalt zwischen der Wabendichtung 4 und den Labyrinthspitzen 5 verlassen. Auch hier wird der Heißgaseinbruch e und die Pumpwirkung vermieden. Sowohl in Fig. 10 als auch in Fig. 11 nimmt der Innenring 3 eine niedrigere Temperatur an, und eine wärmeelastische Dehnung wird vermieden.If, as shown in Fig. 11, the cooling air flow k increases, so this is divided into the two leakage currents f and 1, the on both sides of the inner ring 3, the annular gap between the Leave the honeycomb seal 4 and the labyrinth tips 5. Here too the hot gas break e and the pumping action is avoided. Either in Fig. 10 and in Fig. 11, the inner ring 3 takes a lower temperature, and a thermo-elastic strain is avoided.

    Claims (11)

    Vorrichtung zur Abdichtung zwischen den Leitschaufeln (1) und dem Rotor (17) von Turbomaschinen, insbesondere von Gasturbinen, bestehend aus wärmeelastisch an dem Schaufelfuß (14) der Leitschaufeln (1) aufgehängten Innenringen (3) mit aufgelöteter Wabendichtung (4) und aus auf dem Rotor (17) angebrachten Labyrinthspitzen (5), wobei jede Leitschaufel (1) einen von Kühlluft durchströmten Hohlraum (21) aufweist, dadurch gekennzeichnet, dass durch die Schaufelfüße (14) der Leitschaufeln (1) an die Hohlräume (21) der Leitschaufeln (1) angeschlossene, erste Strömungskanäle geführt sind, die mit mindestens einem von durch den Innenring (3) bis nahe an die Wabendichtung (4) geführten, zweiten Strömungskanälen verbunden sind, an die mindestens eine nach außerhalb des Innenringes (3) führende Verbindung angeschlossen ist.Device for sealing between the guide vanes (1) and the rotor (17) of turbomachines, in particular of gas turbines, consisting of thermally elastic on the blade root (14) of the guide vanes (1) suspended inner rings (3) with soldered honeycomb seal (4) and off labyrinth tips (5) attached to the rotor (17), each vane (1) having a cavity (21) through which cooling air flows, characterized in that the vane feet (14) of the vanes (1) contact the cavities (21) of the vanes (1) connected, first flow channels are guided, which are connected to at least one of the inner ring (3) to close to the honeycomb seal (4) guided second flow channels, connected to the at least one outside of the inner ring (3) leading connection is. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die zweiten Strömungskanäle in mindestens einen von axialen, an der hinteren Kante des Innenringes (3) offenen, dritten Strömungskanälen münden, die die nach außerhalb des Innenringes (3) führenden Verbindungen der zweiten Strömungskanäle bilden.Apparatus according to claim 1, characterized in that the second flow channels open into at least one of axial, at the rear edge of the inner ring (3) open, third flow channels which form the outside of the inner ring (3) leading connections of the second flow channels. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die zweiten Strömungskanäle zu einer zur Wabendichtung (4) hin offenen Ringnut (10) auf der Unterseite des Innenringes (3) geführt sind, die die nach außerhalb des Innenringes (3) führende Verbindung der zweiten Strömungskanäle bildet.Device according to claim 1, characterized in that the second flow channels are led to an open towards the honeycomb seal (4) annular groove (10) on the underside of the inner ring (3), which is the leading to outside the inner ring (3) connecting the second flow channels forms. Vorrichtung nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, dass von den zweiten Strömungskanälen mindestens einer von vierten Strömungskanälen abgezweigt ist, der zu einer weiteren zur Wabendichtung (4) hin offenen Ringnut (22) auf der Unterseite des Innenringes (3) geführt ist.Apparatus according to claim 3, characterized in that is branched off from the second flow channels of at least one of the fourth flow channels, which is guided to another to the honeycomb seal (4) open towards the annular groove (22) on the underside of the inner ring (3). Vorrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, dass die ersten Strömungskanäle als jeweils eine den Schaufelfuß (14) der Leitschaufeln (1) durchdringende Bohrung (15) ausgebildet sind.Device according to one of claims 1 to 4, characterized in that the first flow channels are each formed as a the blade root (14) of the guide vanes (1) penetrating bore (15). Vorrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, dass die ersten Strömungskanäle als jeweils eine durch einen hohlen Zentrierstift (2) geführte Innenbohrung (23) und eine die Innenbohrung (23) mit dem Hohlraum (21) der Leitschaufel (1) verbindende Bohrung (24) ausgebildet sind.Device according to one of claims 1 to 4, characterized in that the first flow channels as each one through a hollow centering pin (2) guided inner bore (23) and the inner bore (23) with the cavity (21) of the guide vane (1) connecting Bore (24) are formed. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, dass die zweiten Strömungskanäle als durch den Innenring (3) radial geführte Bohrungen (7) oder als räumlich diagonal geführte Bohrungen (11) ausgebildet sind, dass die dritten Strömungskanäle als axial durch den Innenring (3) geführte Bohrungen (8) ausgebildet sind und dass die vierten Strömungskanäle als schräg durch den Innenring (3) geführte Bohrungen (9) ausgebildet sind.Device according to one of claims 1 to 6, characterized in that the second flow channels as by the inner ring (3) radially guided holes (7) or as spatially diagonally guided holes (11) are formed, that the third flow channels as axially through the inner ring (3) guided bores (8) are formed and that the fourth flow channels are formed as obliquely through the inner ring (3) guided holes (9). Vorrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 7, dadurch gekennzeichnet, dass der Innenring (3) aus zwei Teilen besteht, die auf den einander zugewandten Seiten mit Nuten und Vorsprüngen versehen sind, und dass die Nuten und Vorsprünge so ineinander greifen, dass ein serpentinenartiger, fünfter Strömungskanal (12) entsteht, an den mindestens eine nach außerhalb des Innenringes (3) führende Verbindung angeschlossen ist.Device according to one of claims 1 to 7, characterized in that the inner ring (3) consists of two parts, which are provided on the mutually facing sides with grooves and projections, and in that the grooves and projections mesh with each other so that a serpentine, Fifth flow channel (12) is formed, is connected to the at least one outside of the inner ring (3) leading connection. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 8, dadurch gekennzeichnet, dass die Wabendichtung (4) durch die aus der Wabendichtung (4) und/oder dem Innenring (3) austretende Kühlluft gegen einen Einbruch von Heißgas gesichert ist.Device according to one of claims 1 to 8, characterized in that the honeycomb seal (4) is secured by the from the honeycomb seal (4) and / or the inner ring (3) exiting cooling air against a collapse of hot gas. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 9, dadurch gekennzeichnet, dass die Menge der dem Innenring (3) zugeführten Kühlluft (k) regelbar ist und dass je nach Menge der Kühlluft die durch den Spalt zwischen der Wabendichtung (4) und den Labyrinthspitzen (5) des Rotors (17) strömenden Leckageströme (f, l) nur vorwärts oder sowohl vorwärts als auch rückwärts gerichtet sind.Device according to one of claims 1 to 9, characterized in that the amount of the inner ring (3) supplied cooling air (k) is controllable and that depending on the amount of cooling air passing through the gap between the honeycomb seal (4) and the labyrinth tips (5 ) of the rotor (17) flowing leakage currents (f, l) are directed only forward or both forward and backward. Vorrichtung nach Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet, dass die Menge der dem Innenring (3) zugeführten Kühlluft (k) durch den Druck der Kühlluft in der Leitschaufel (1), den Durchmesser der Bohrungen (7, 11) oder eine Gestaltung des Ein- und Austrittes der Bohrungen (7, 11) regelbar ist.Apparatus according to claim 10, characterized in that the amount of the inner ring (3) supplied cooling air (k) by the pressure of the cooling air in the guide vane (1), the diameter of the bores (7, 11) or a design of the input and Outlet of the holes (7, 11) is adjustable.
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    Cited By (1)

    * Cited by examiner, † Cited by third party
    Publication number Priority date Publication date Assignee Title
    DE202007004292U1 (en) * 2007-03-23 2008-07-31 Ghh-Rand Schraubenkompressoren Gmbh Seal for shaft seals

    Families Citing this family (2)

    * Cited by examiner, † Cited by third party
    Publication number Priority date Publication date Assignee Title
    RU2549397C1 (en) * 2013-12-30 2015-04-27 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" High temperature gas turbine
    CN114087028B (en) * 2021-11-12 2023-09-08 中国航发沈阳发动机研究所 Be suitable for adjustable stator inner ring bleed air structure

    Citations (4)

    * Cited by examiner, † Cited by third party
    Publication number Priority date Publication date Assignee Title
    US5217348A (en) * 1992-09-24 1993-06-08 United Technologies Corporation Turbine vane assembly with integrally cast cooling fluid nozzle
    US5273396A (en) * 1992-06-22 1993-12-28 General Electric Company Arrangement for defining improved cooling airflow supply path through clearance control ring and shroud
    US5749701A (en) * 1996-10-28 1998-05-12 General Electric Company Interstage seal assembly for a turbine
    EP0974733A2 (en) * 1998-07-22 2000-01-26 General Electric Company Turbine nozzle having purge air circuit

    Patent Citations (4)

    * Cited by examiner, † Cited by third party
    Publication number Priority date Publication date Assignee Title
    US5273396A (en) * 1992-06-22 1993-12-28 General Electric Company Arrangement for defining improved cooling airflow supply path through clearance control ring and shroud
    US5217348A (en) * 1992-09-24 1993-06-08 United Technologies Corporation Turbine vane assembly with integrally cast cooling fluid nozzle
    US5749701A (en) * 1996-10-28 1998-05-12 General Electric Company Interstage seal assembly for a turbine
    EP0974733A2 (en) * 1998-07-22 2000-01-26 General Electric Company Turbine nozzle having purge air circuit

    Cited By (1)

    * Cited by examiner, † Cited by third party
    Publication number Priority date Publication date Assignee Title
    DE202007004292U1 (en) * 2007-03-23 2008-07-31 Ghh-Rand Schraubenkompressoren Gmbh Seal for shaft seals

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