EP1714006A1 - Dämpfungsanordnung für leitschaufeln - Google Patents

Dämpfungsanordnung für leitschaufeln

Info

Publication number
EP1714006A1
EP1714006A1 EP05714933A EP05714933A EP1714006A1 EP 1714006 A1 EP1714006 A1 EP 1714006A1 EP 05714933 A EP05714933 A EP 05714933A EP 05714933 A EP05714933 A EP 05714933A EP 1714006 A1 EP1714006 A1 EP 1714006A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
guide vanes
damping arrangement
designed
leaf spring
spring element
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
EP05714933A
Other languages
English (en)
French (fr)
Other versions
EP1714006B1 (de
Inventor
Carsten Butz
Werner Humhauser
Patrick Wackers
Walter Waschka
Moritz Wirth
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
MTU Aero Engines AG
Original Assignee
MTU Aero Engines GmbH
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by MTU Aero Engines GmbH filed Critical MTU Aero Engines GmbH
Publication of EP1714006A1 publication Critical patent/EP1714006A1/de
Application granted granted Critical
Publication of EP1714006B1 publication Critical patent/EP1714006B1/de
Ceased legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/26—Antivibration means not restricted to blade form or construction or to blade-to-blade connections or to the use of particular materials
    • 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
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/22—Blade-to-blade connections, e.g. for damping vibrations
    • 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
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • F01D9/042—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector fixing blades to stators
    • 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
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/70—Slinger plates or washers
    • 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
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/80—Platforms for stationary or moving blades
    • 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
    • F05D2260/96—Preventing, counteracting or reducing vibration or noise

Definitions

  • the invention relates to a damping arrangement for guide blades, in particular for guide blades of a gas turbine or an aircraft engine, according to the preamble of claim 1.
  • Gas turbines consist of several assemblies, for example a fan, a combustion chamber, preferably several compressors and several turbines.
  • the preferably several turbines are, in particular, a high-pressure turbine and a low-pressure turbine, and the several compressors are in particular a high-pressure compressor and a low-pressure compressor.
  • a plurality of guide vane rings are positioned one behind the other in a turbine and a compressor of a gas turbine in the axial direction or in the flow direction of the gas turbine, each guide vane ring having a plurality of guide vanes which are arranged distributed over the circumference.
  • a rotor blade ring which has a plurality of rotor blades, is positioned between each two adjacent guide vane rings. The rotor blades are assigned to a rotor and rotate together with the rotor with respect to a fixed housing and also the guide vanes of the guide vane rings, which are also designed to be stationary.
  • the guide vanes of compressors of a gas turbine are subject to high stressing vibrations during their operation, so that the guide vanes must be damped to avoid damage to them.
  • C-shaped springs are used which have a relatively large radial height. This increases the radial dimension of the gas turbine.
  • the manufacture of the spring elements known from the prior art is comparatively complex, and due to the bending processes required in the manufacture thereof, they are also subject to tolerances. Overall, this is a disadvantage.
  • the present invention is based on the problem of creating a novel damping arrangement for guide vanes, in particular for guide vanes of a gas turbine or an aircraft engine.
  • This problem is solved by a damping arrangement according to claim 1.
  • the or each spring element is designed as a leaf spring, the or each spring element designed as a leaf spring having a small radial extension.
  • leaf springs as spring elements.
  • the leaf springs are clamped between the inner shroud of the guide vanes and the or each seal carrier. This results in a significant reduction in the radial installation space required for damping and thus a significant reduction in the radial dimensions of the gas turbine.
  • Such spring elements designed as leaf springs are inexpensive to manufacture and less tolerant than the C-shaped spring elements used in the prior art for damping.
  • the or each spring element designed as a leaf spring is preferably clamped between the inner shroud of the guide vanes and the or each seal carrier, the leaf spring resting with a central contact area on the or each seal carrier and with two lateral contact areas on the inner cover band of the guide vanes. It is also possible for the leaf spring to bear on the inner shroud of the guide vanes with the central contact area and on the or each seal carrier with the two lateral contact areas.
  • the or each spring element designed as a leaf spring has a plurality of leaf spring sections separated by slots, such a leaf spring section being associated with each inner shroud of each guide vane and abutting the same.
  • FIG. 1 shows a damping arrangement for guide vanes of a gas turbine, namely an aircraft engine, according to the prior art
  • Fig. 2 shows a damping arrangement for guide blades of a gas turbine, namely an aircraft engine, in the sense of the present invention in an exploded view; and Fig. 3 shows a detail of the damping arrangement of Fig. 2 in the area of the inner shroud of a guide vane in the assembled state.
  • FIG. 1 shows a section of a compressor 10 of a gas turbine 11 in the region of two guide vane rings 12 and three moving blade rings 13. In the axial direction or in the direction of flow (arrow 14), alternating guide vane rings 12 and moving vane rings 13 are arranged.
  • Each of the guide vane rings 12 is formed from a plurality of guide vanes 15 spaced apart from one another in the circumferential direction.
  • the guide vanes 15 of the guide vane rings 12 are fastened with a radially outer end 16 to a housing 17 of the compressor 10.
  • the guide vanes 17 of the guide vane rings 12 form an inner shroud 19.
  • At least one seal carrier 20 for sealing elements 21 is fastened to the inner shrouds 19 of the guide vanes 15.
  • the sealing elements 21 are designed as honeycomb seals which interact with sealing fins 23 assigned to rotor disks 22.
  • this spring element 25 is designed as an egg-shaped spring, which causes a relatively large radial height in the area of the inner shroud 19.
  • the radial overall height in the area of the inner shroud 19 and the seal carrier 20 is visualized in FIG. 1 by a double arrow 26.
  • Such a large radial height in the area of the inner shroud causes a radial height of the entire gas turbine. This is a disadvantage.
  • the C-shaped spring elements known from the prior art are subject to tolerances and therefore inaccurate.
  • FIG. 2 shows an exploded view of the damping arrangement
  • FIG. 3 shows a cross section in the region of the inner shroud of a guide vane through the damping arrangement according to the invention.
  • FIG. 2 shows a section of a guide vane ring 27 in the region of four guide vanes 28.
  • a radially outer end 29 of the guide vanes 28 is not used to fasten the latter to one in FIG. 2 illustrated housing of the gas turbine.
  • a seal carrier 32 for sealing elements 33 can be fastened to the inner shroud 31 of the four guide vanes 28.
  • the spring element 34 designed as a leaf spring is positioned in a cavity 35 between the inner shroud 31 and the seal carrier 32. Due to the small radial extent of the spring element 34 designed as a leaf spring, the cavity 35 can also be designed with a low radial height, so that the overall radial height of the gas turbine is reduced.
  • the spring element 34 is clamped between the inner shrouds 31 of the guide vanes 28 and the seal carrier 32 in such a way that the spring element 34 has a central bearing area 36 on the seal carrier 32 and with two lateral bearing areas 37 and 38 bears against the inner cover band 31 or is in contact. Accordingly, forces to be damped and caused by vibrations act on the spring element 34 in the sense of the arrows drawn in FIG. 3. It should be noted that the abbreviation F in FIG. 3 stands for force and thus force.
  • the spring element 34 can also be clamped exactly the other way round between the inner shrouds 31 of the guide vanes 28 and the seal carrier 32, in such a way that the spring element 34 with the central Au position region 36 on the inner shroud 31 and with the two lateral bearing areas 37 and 38 abuts the seal carrier 32.
  • the spring element 34 designed as a leaf spring has a plurality of, in the exemplary embodiment shown four, leaf spring sections 39 which are separated from one another by slots 40.
  • Such a leaf spring section 39 is accordingly positioned in the region of each inner shroud 31 of each guide vane 38.
  • Each guide vane 28 is accordingly individually damped in the area of the respective inner shroud 31.
  • the individual leaf spring sections 39 are separated from one another by two slots 40, each of the two slots 40 extending into the spring element 34 from a different side.
  • the slots 40 which run into the spring element 34 from different sides and which separate two adjacent leaf spring separate cuts 39, end at a distance from each other, so that between these two slots 40, a connecting web between two leaf spring sections 39 remains.
  • the sealing arrangement according to the invention also has securing elements 41 which extend in the circumferential direction and are arranged between the inner shrouds 31 of the guide vanes 28 and the seal carrier 33.
  • the securing elements 41 are designed as securing wires and run laterally in cross-section next to or each spring element 34 designed as a leaf spring.
  • the securing elements 41 are guided in corresponding recesses 42 and 43 within the inner shroud 31 and the seal carrier 32.
  • the spring element 34 has angled sections 44, which serve as securing tabs and fix the securing elements 41 in their position.
  • a structurally particularly advantageous damping arrangement for the guide vanes of a gas turbine is provided.
  • the low radial height and the simple manufacture of the spring elements are particularly advantageous.
  • the spring elements are designed as a simple, flat sheet metal part. There is therefore no need to bend the manufacture of the or each spring element.
  • the spring forces or the deformation of the or each spring element are determined, inter alia, by the contour of the inner shroud of the guide vanes and by the contour of the or each seal carrier.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

Die Erfindung betrifft eine Dämpfungsanordnung für Leitschaufeln, insbesondere für Leitschaufeln einer Gasturbine bzw. eines Flugtriebwerks. Bei der Dämpfungsanordnung sind Leitschaufeln (28) eines Leitschaufelgitters bzw. Leitschaufelkranzes (27) mit radial außenliegenden Enden (29) an einem Gehäuse befestigt, wobei radial innenliegende Enden (30) der Leitschaufeln (28) ein Innendeckband (31) bilden, wobei am Innenbackband (31) der Leitschaufeln (28) mindestens ein Dichtungsträger (32) befestigt ist, und wobei zwischen dem Innendeckband (31) der Leitschaufeln (28) und dem oder jedem Dichtungsträger (32) mindestens ein Federelement (34) angeordnet ist. Erfindungsgemäß ist das oder jedes Federelement (34) als Blattfeder ausgebildet ist.

Description

Dämpfungsanordnung für Leitschaufeln
Die Erfindung betrifft eine Dämpfungsanordnung für Leitschaufeln, insbesondere für Leitschaufeln einer Gasturbine bzw. eines Flugtriebwerks, gemäß dem Oberbegriff des Patentanspruchs 1.
Gasturbinen bestehen aus mehreren Baugruppen, so zum Beispiel unter anderem aus einem Lüfter (Fan) , einer Brennkammer, vorzugsweise mehreren Verdichtern sowie mehreren Turbinen. Bei den vorzugsweise mehreren Turbinen handelt es sich insbesondere um eine Hochdruckturbine sowie eine Niederdruckturbine, bei den mehreren Verdichtern insbesondere um einen Hochdruckverdichter sowie einen Niederdruckverdichter. In einer Turbine sowie einem Verdichter einer Gasturbine sind in axialer Richtung bzw. in Durchströmungsrichtung der Gasturbine hintereinander mehrere Leitschaufelkränze positioniert, wobei jeder Leitschaufelkranz mehrere, über den Umfang verteilt angeordnete Leitschaufeln aufweist. Zwischen jeweils zwei benachbarten Leitschaufelkränzen ist jeweils ein Laufschaufelkranz positioniert, der mehrere Laufschaufeln aufweist. Die Laufschaufeln sind einem Rotor zugeordnet und rotieren zusammen mit dem Rotor gegenüber einem feststehenden Gehäuse sowie den ebenfalls feststehend ausgebildeten Leitschaufeln der Leitschaufelkränze.
Insbesondere die Leitschaufeln von Verdichtern einer Gasturbine unterliegen während des Betriebs derselben stark belastenden Schwingungen, sodass die Leitschaufeln zur Vermeidung von Beschädigungen derselben gedämpft werden müssen. Aus dem Stand der Technik ist es bereits bekannt, die Dämpfung von Leitschaufeln am Innendeckband derselben vorzunehmen, indem in einem Hohlraum zwischen dem Innendeckband der Leitschaufeln und einem Dichtungsträger ein Federelement angeordnet wird. Nach dem Stand der Technik kommen dabei C-förmige Federn zum Einsatz, die eine relativ große radiale Bauhöhe aufweisen. Dadurch erhöht sich die radiale Abmessung der Gasturbine. Weiterhin ist die Herstellung der aus dem Stand der Technik bekannten Federelemente vergleichsweise aufwendig, und durch die bei der Herstellung derselben erforderlichen Biegevorgänge sind dieselben auch toleranzbehaftet. Dies ist insgesamt von Nachteil.
Hiervon ausgehend liegt der vorliegenden Erfindung das Problem zu Grunde, eine neuartige Dämpfungsanordnung für Leitschuafeln, insbesondere für Leitschaufeln einer Gasturbine bzw. eines Flugtriebwerks, zu schaffen. Dieses Problem wird durch eine Dämpfungsanordnung gemäß Patentanspruch 1 gelöst. Erfindungsgemäß ist das oder jedes Federelement als Blattfeder ausgebildet, wobei das oder jedes als Blattfeder ausgebildete Federelement eine geringe radiale Erstreckung aufweist .
Im Sinne der hier vorliegenden Erfindung wird vorgeschlagen, als Federelemente Blattfedern zu verwenden. Die Blattfedern werden zwischen dem Innendeckband der Leitschaufeln und dem oder jedem Dichtungsträger eingespannt. Hierdurch ergibt sich eine deutliche Reduzierung des radialen Bauraums der zur Dämpfung benötigt wird und damit eine deutliche Reduzierung der radialen Abmessungen der Gasturbine. Derartige als Blattfedern ausgebildete Federelemente sind kostengünstig herstellbar und weniger toleranzbehaftet als die nach dem Stand der Technik zur Dämpfung verwendeten C-förmigen Federelemente.
Vorzugsweise ist das oder jedes als Blattfeder ausgebildete Federelement zwischen dem Innendeckband der Leitschaufeln und dem oder jedem Dichtungsträger eingespannt, wobei die Blattfeder mit einem mittleren Aufla- gebereich an dem oder jedem Dichtungsträger und mit zwei seitlichen Auf- lagebereichen an dem Innendeckband der Leitschaufeln anliegt. Auch ist es möglich, dass die Blattfeder mit dem mittleren Auflagebereich an dem Innendeckband der Leitschaufeln und mit den zwei seitlichen Auflagebereichen an dem oder jedem Dichtungsträger anliegt.
Nach einer vorteilhaften Weiterbildung der Erfindung weist das oder jedes als Blattfeder ausgebildete Federelement mehrere durch Schlitze voneinander getrennte Blattfederabschnitte auf, wobei jedem Innendeckband einer jeden Leitschaufel jeweils ein derartiger Blattfederabschnitt zugeordnet ist und an demselben anliegt.
Bevorzugte Weiterbildungen der Erfindung ergeben sich aus den Unteransprüchen und der nachfolgenden Beschreibung. Ausführungsbeispiele der Erfindung werden, ohne hierauf beschränkt zu sein, an Hand der Zeichnung näher erläuter . Dabei zeigt :
Fig. 1 eine Dämpfungsanordnung für Leitschaufeln einer Gasturbine, nämlich eines Flugtriebwerks, nach dem Stand der Technik;
Fig. 2 eine Dämpfungsanordnung für Leitschaufeln einer Gasturbine, nämlich eines Flugtriebwerks, im Sinne der hier vorliegenden Erfindung in einer Explosionsdarstellung; und Fig. 3 einen Ausschnitt aus der Dämpfungsanordnung der Fig. 2 im Bereich des Innendeckbands einer Leitschaufel in zusammengebautem Zustand.
Fig. 1 zeigt einen Ausschnitt aus einem Verdichter 10 einer Gasturbine 11 im Bereich von zwei Leitschaufelkränzen 12 sowie drei Laufschaufelkränzen 13. In axialer Richtung bzw. in Durchströmungsrichtung (Pfeil 14) sind wechselweise Leitschaufelkränze 12 und Laufschaufelkränze 13 angeordnet.
Jeder der Leitschaufelkränze 12 wird aus mehreren in Umfangsrichtung voneinander beabstandeten Leitschaufeln 15 gebildet. Die Leitschaufeln 15 der Leitschaufelkränze 12 sind mit einem radial außenliegenden Ende 16 an einem Gehäuse 17 des Verdichters 10 befestigt. An einem radial innenliegenden Ende 18 bilden die Leitschaufeln 17 der Leitschaufelkränze 12 ein Innendeckband 19. An den Innendeckbändern 19 der Leitschaufeln 15 ist mindestens ein Dichtungsträger 20 für Dichtungselemente 21 befestigt. Die Dichtungselemente 21 sind als Wabendichtungen ausgebildet, die mit Rotorscheiben 22 zugeordneten Dichtfins 23 zusammenwirken.
Wie Fig. 1 entnommen werden kann, ist es aus dem Stand der Technik bereits bekannt, die Leitschaufeln 15 der Leitschaufelkränze 12 an den Innendeckbändern 19 dadurch gegenüber Schwingungsbelastungen zu dämpfen, dass in einem Hohlraum 24 zwischen den Innendeckbändern 19 der Leitschaufeln 15 und dem oder jedem Dichtungsträger 20 ein Federelement 25 positioniert ist. Nach dem Stand der Technik ist dieses Federelement 25 als eiförmige Feder ausgeführt, was eine relativ große radiale Bauhöhe im Bereich des Innendeckbands 19 bewirkt . Die radiale Bauhöhe im Bereich des Innendeckbands 19 sowie des Dichtungsträgers 20 ist in Fig. 1 durch einen Doppelpfeil 26 visualisiert . Eine derart große radiale Bauhöhe im Bereich des Innendeckbands bewirkt eine radial große Bauhöhe der gesamten Gasturbine. Dies ist von Nachteil. Weiterhin sind die aus dem Stand der Technik bekannten C-förmigen Federelemente toleranzbehaftet und damit ungenau.
Nachfolgend wird unter Bezugnahme auf Fig. 2 und 3 die erfindungsgemäße Dämpfungsanordnung in größerem Detail beschrieben, wobei Fig. 2 eine Explosionsdarstellung der Dämpfungsanordnung und Fig. 3 einen Querschnitt im Bereich des Innendeckbands einer Leitschaufel durch die erfindungsgemäße Dämpfungsanordnung zeigt.
Fig. 2 zeigt einen Ausschnitt aus einem Leitschaufelkranz 27 im Bereich von vier Leitschaufeln 28. Ein radial außenliegendes Ende 29 der Leitschaufeln 28 dient der Befestigung derselben an einem in Fig. 2 nicht dargestellten Gehäuse der Gasturbine. An einem radial innenliegenden Ende 30 der Leitschaufeln 28 bilden dieselben ein Innendeckband 31. Am Innendeckband 31 der vier Leitschaufeln 28 ist ein Dichtungsträger 32 für Dichtungselemente 33 befestigbar.
Im Sinne der hier vorliegenden Erfindung wird vorgeschlagen, zur Dämpfung der Leitschaufeln 28 im Bereich der Innendeckbänder 31 mindestens ein als Blattfeder ausgebildetes Federelement 34 zwischen dem Innendeckband 31 der Leitschaufeln 28 und dem Dichtungsträger 33 anzuordnen. Gemäß Fig. 3 ist das als Blattfeder ausgebildete Federelement 34 in einem Hohlraum 35 zwischen dem Innendeckband 31 und dem Dichtungsträger 32 positioniert. Aufgrund der geringen radialen Erstreckung des als Blattfeder ausgebildeten Federelements 34 kann auch der Hohlraum 35 mit einer geringen radialen Bauhöhe ausgeführt werden, sodass sich insgesamt die radiale Bauhöhe der Gasturbine reduziert.
Wie Fig. 3 entnommen werden kann, ist das Federelement 34 zwischen den Innendeckbändern 31 der Leitschaufeln 28 und dem Dichtungsträger 32 derart eingespannt, dass das Federelement 34 mit einem mittleren Auflagebe- reich 36 an dem Dichtungsträger 32 und mit zwei seitlichen Auflageberei- chen 37 und 38 am Innendeckband 31 anliegt bzw. in Berührung steht. Demnach wirken zu dämpfende, durch Schwingungen hervorgerufene Kräfte im Sinne der in Fig. 3 eingezeichneten Pfeile auf das Federelement 34 ein. Es sei angemerkt, dass die Abkürzung F in Fig. 3 für Force und damit Kraft steht. Es sei an dieser Stelle darauf hingewiesen, dass das Federelement 34 auch genau anders herum zwischen den Innendeckbändern 31 der Leitschaufeln 28 und dem Dichtungsträger 32 eingespannt werden kann, derart, dass das Federelement 34 mit dem mittleren Au lagebereich 36 am Innendeckband 31 und mit den zwei seitlichen Auflagebereichen 37 und 38 an dem Dichtungsträger 32 anliegt.
Gemäß Fig. 2 verfügt das als Blattfeder ausgebildete Federelement 34 über mehrere, im gezeigten Ausführungsbeispiel über vier, Blattfederabschnitte 39, die durch Schlitze 40 voneinander getrennt sind. Im Bereich jedes Innendeckbands 31 einer jeden Leitschaufel 38 ist demnach ein derartiger Blattfederabschnitt 39 positioniert. Jede Leitschaufel 28 wird demnach im Bereich des jeweiligen Innendeckbands 31 individuell gedämpft. Wie Fig. 2 entnommen werden kann, werden die einzelnen Blattfederabschnitte 39 durch jeweils zwei Schlitze 40 voneinander getrennt, wobei sich jeder der beiden Schlitze 40 von einer unterschiedlichen Seite her in das Federelement 34 hinein erstreckt. Die von unterschiedlichen Seiten in das Federelement 34 hineinverlaufenden Schlitze 40, welche zwei benachbarte Blattfederab- schnitte 39 voneinander trennen, enden mit Abstand voneinander, sodass zwischen diesen beiden Schlitzen 40 ein Verbindungssteg zwischen zwei Blattfederabschnitten 39 verbleibt.
Wie Fig. 2 und 3 entnommen werden kann, verfügt die erfindungsgemäße Dichtungsanordnung weiterhin über Sicherungselemente 41, die sich in Um- fangsrichtung erstrecken und zwischen den Innendeckbändern 31 der Leitschaufeln 28 und dem Dichtungsträger 33 angeordnet sind. Die Sicherungselemente 41 sind als Sicherungsdrähte ausgebildet und verlaufen im Querschnitt seitlich neben dem oder jedem als Blattfeder ausgebildeten Federelement 34. Die Sicherungselemente 41 sind in entsprechenden Ausnehmungen 42 bzw. 43 innerhalb des Innendeckbands 31 bzw. des Dichtungsträgers 32 geführt. An einem Ende verfügt das Federelement 34 über abgewinkelte Abschnitte 44, welche als Sicherungslaschen dienen und die Sicherungselemente 41 in ihrer Position fixieren.
Im Sinne der hier vorliegenden Erfindung wird eine konstruktiv besonders vorteilhafte Dämpfungsanordnung für die Leitschaufeln einer Gasturbine bereitgestellt. Besonders vorteilhaft sind die geringe radiale Bauhöhe sowie die einfache Herstellbarkeit der Federelemente . Im ausgebauten und damit entspannten Zustand sind die Federelemente als einfaches, ebenes Blechteil ausgebildet. Es sind daher keine Biegevorgänge bei der Herstellung des oder jeden Federelements erforderlich. Die Federkräfte bzw. die Verformung des oder jedes Federelements sind unter anderem durch die Kontur des Innendeckbands der Leitschaufeln sowie durch die Kontur des oder jeden Dichtungsträgers bestimmt.

Claims

Patentansprüche
Dämpfungsanordnung für Leitschaufeln, insbesondere für Leitschaufeln einer Gasturbine bzw. eines Flugtriebwerks, wobei Leitschaufeln (28) eines Leitschaufelgitters bzw. Leitschaufelkranzes (27) mit radial außenliegenden Enden (29) an einem Gehäuse befestigt sind, wobei radial innenliegende Enden (30) der Leitschaufeln (28) ein Innendeckband (31) bilden, wobei am Innenbackband (31) der Leitschaufeln (28) mindestens ein Dichtungsträger (32) befestigt ist, und wobei zwischen dem Innendeckband (31) der Leitschaufeln (28) und dem oder jedem Dichtungsträger (32) mindestens ein Federelement (34) angeordnet ist, dadurch gekennzeichnet, dass das oder jedes Federelement (34) als Blattfeder ausgebildet ist.
Dämpfungsanordnung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass das oder jedes als Blattfeder ausgebildete Federelement (34) in einem Hohlraum (35) von geringerer radialer Höhe zwischen dem Innendeckband (31) der Leitschaufeln (28) und dem oder jedem Dichtungsträger (32) angeordnet ist.
Dämpfungsanordnung nach Anspruch 1 oder 2 , dadurch gekennzeichnet, dass das oder jedes als Blattfeder ausgebildete Federelement (34) zwischen dem Innendeckband (31) der Leitschaufeln (28) und dem oder jedem Dichtungsträger (32) eingespannt ist.
Dämpfungsanordnung nach Anspruch 3 , dadurch gekennzeichnet, dass das oder jedes als Blattfeder ausgebildete Federelement (34) derart zwischen dem Innendeckband (31) der Leitschaufeln (28) und dem oder jedem Dichtungsträger (32) eingespannt ist, dass dasselbe mit einem mittleren Auflagebereich (36) an dem oder jedem Dichtungsträger (32) und mit zwei seitlichen Auflagebereichen (37, 38) an dem Innendeckband (31) der Leitschaufeln (28) anliegt.
Dämpfungsanordnung nach Anspruch 3 , dadurch gekennzeichnet, dass das oder jedes als Blattfeder ausgebildete Federelement (34) derart zwischen dem Innendeckband (31) der Leitschaufeln (28) und dem oder jedem Dichtungsträger (32) eingespannt ist, dass dasselbe mit einem mittleren Auflagebereich (36) an dem Innendeckband (31) der Leitschaufeln (28) und mit zwei seitlichen Auflagebereichen (37, 38) an dem oder jedem Dichtungsträger (32) anliegt.
6. Dämpfungsanordnung nach einem oder mehreren der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, dass zwischen dem Innendeckband (31) der Leitschaufeln (28) und dem oder jedem Dichtungsträger (32) zusätzlich zu dem oder jedem Federelement (34) mindestens ein Sicherungselement (41) angeordnet ist.
7. Dämpfungsanordnung nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, dass das oder jedes Sicherungselement (41) in Umfangsrichtung seitlich neben dem oder jedem als Blattfeder ausgebildetem Federelement (34) verläuft.
8. Dämpfungsanordnung nach Anspruch 7 , dadurch gekennzeichnet, dass das oder jedes Sicherungselement (41) als Sicherungsdraht ausgebildet ist.
9. Dämpfungsanordnung nach einem oder mehreren der Ansprüche 5 bis 8 , dadurch gekennzeichnet, dass das oder jedes als Blattfeder ausgebildete Federelement (34) mindestens einen abgewinkelten Abschnitt (44) aufweist, der als Sicherungslasche für eine Sicherungselement (41) dient.
10. Dämpfungsanordnung nach einem oder mehreren der Ansprüche 1 bis 9, dadurch gekennzeichnet, dass das oder jedes als Blattfeder ausgebildete Federelement (34) eine geringe radiale Erstreckung aufweist.
11. Dämpfungsanordnung nach einem oder mehreren der Ansprüche 1 bis 10, dadurch gekennzeichnet, dass das oder jedes als Blattfeder ausgebildete Federelement (34) mehrere durch Schlitze (40) voneinander getrennte Blattfederabschnitte (39) aufweist, wobei jedem Innendeckband (31) einer jeden Leitschaufel (28) jeweils ein derartiger Blattfederabschnitt (39) zugeordnet ist.
EP05714933.8A 2004-02-11 2005-02-04 Dämpfungsanordnung für leitschaufeln Ceased EP1714006B1 (de)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE102004006706A DE102004006706A1 (de) 2004-02-11 2004-02-11 Dämpfungsanordnung für Leifschaufeln
PCT/DE2005/000182 WO2005078242A1 (de) 2004-02-11 2005-02-04 Dämpfungsanordnung für leitschaufeln

Publications (2)

Publication Number Publication Date
EP1714006A1 true EP1714006A1 (de) 2006-10-25
EP1714006B1 EP1714006B1 (de) 2014-01-15

Family

ID=34801875

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP05714933.8A Ceased EP1714006B1 (de) 2004-02-11 2005-02-04 Dämpfungsanordnung für leitschaufeln

Country Status (5)

Country Link
US (1) US8105016B2 (de)
EP (1) EP1714006B1 (de)
CA (1) CA2555578A1 (de)
DE (1) DE102004006706A1 (de)
WO (1) WO2005078242A1 (de)

Families Citing this family (47)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20120195749A1 (en) 2004-03-15 2012-08-02 Airius Ip Holdings, Llc Columnar air moving devices, systems and methods
DE602005021803D1 (de) * 2005-12-19 2010-07-22 Rolls Royce Plc Aufbauanordnung einer Gasturbinenleitschaufel
US7481618B2 (en) 2005-12-21 2009-01-27 Rolls-Royce Plc Mounting arrangement
JP4918263B2 (ja) * 2006-01-27 2012-04-18 三菱重工業株式会社 軸流圧縮機の静翼環
DE102006050907A1 (de) * 2006-10-28 2008-05-15 Man Turbo Ag Leitvorrichtung einer Strömungsmaschine sowie Leitschaufel für eine derartige Leitvorrichtung
DE102007015669A1 (de) * 2007-03-31 2008-10-02 Mtu Aero Engines Gmbh Turbomaschine
DE102007059220A1 (de) 2007-12-07 2009-06-10 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Leitschaufelkranz für thermische Strömungsmaschinen, insbesondere Flugtriebwerke
DE102008032661A1 (de) * 2008-07-10 2010-01-14 Mtu Aero Engines Gmbh Strömungsmaschine
US8118550B2 (en) * 2009-03-11 2012-02-21 General Electric Company Turbine singlet nozzle assembly with radial stop and narrow groove
EP2414740B1 (de) * 2009-03-30 2018-01-17 Airius IP Holdings, Llc Säulenförmige luftbewegungsvorrichtung, systeme und verfahren
DE102009042029A1 (de) * 2009-09-17 2011-03-24 Mtu Aero Engines Gmbh Schaufelkranz für eine Strömungsmaschine
FR2959527B1 (fr) 2010-04-28 2012-07-20 Snecma Piece anti-usure pour echasse d'aube de soufflante de turboreacteur
US8550776B2 (en) * 2010-07-28 2013-10-08 General Electric Company Composite vane mounting
AU2012271640B2 (en) 2011-06-15 2015-12-03 Airius Ip Holdings, Llc Columnar air moving devices, systems and methods
EP2721352B1 (de) 2011-06-15 2015-09-16 Airius IP Holdings, LLC Säulenförmige luftbewegungsvorrichtungen und systeme
DE102011082131A1 (de) * 2011-09-05 2013-03-07 Siemens Aktiengesellschaft Leitvorrichtung für eine Turbine
EP2573328A1 (de) * 2011-09-20 2013-03-27 Siemens Aktiengesellschaft Statorring für eine Turbomaschine und Verfahren zum Betreiben des Statorrings
US8920116B2 (en) * 2011-10-07 2014-12-30 Siemens Energy, Inc. Wear prevention system for securing compressor airfoils within a turbine engine
CN102869890A (zh) * 2012-04-04 2013-01-09 弗拉斯季米尔·塞德拉切克 用固定索将叶片固定在叶片环中的方法
USD698916S1 (en) 2012-05-15 2014-02-04 Airius Ip Holdings, Llc Air moving device
FR2994216B1 (fr) * 2012-08-02 2014-09-05 Snecma Partie de revolution de carter intermediaire comportant un insert dispose dans une rainure annulaire
US9353649B2 (en) 2013-01-08 2016-05-31 United Technologies Corporation Wear liner spring seal
EP2787177B1 (de) 2013-04-02 2017-01-18 MTU Aero Engines AG Axiale Strömungsmaschine und Montageverfahren
EP2818642A1 (de) * 2013-06-28 2014-12-31 Siemens Aktiengesellschaft Dichtringsegment für einen Stator einer Turbine
WO2015050739A1 (en) * 2013-10-03 2015-04-09 United Technologies Corporation Vane seal system having spring positively locating seal member in axial direction
WO2015076910A2 (en) * 2013-10-03 2015-05-28 United Technologies Corporation Vane seal system and seal therefor
US9702576B2 (en) 2013-12-19 2017-07-11 Airius Ip Holdings, Llc Columnar air moving devices, systems and methods
US10024531B2 (en) 2013-12-19 2018-07-17 Airius Ip Holdings, Llc Columnar air moving devices, systems and methods
US10221861B2 (en) 2014-06-06 2019-03-05 Airius Ip Holdings Llc Columnar air moving devices, systems and methods
US9976431B2 (en) * 2014-07-22 2018-05-22 United Technologies Corporation Mid-turbine frame and gas turbine engine including same
EP3009608B1 (de) * 2014-10-02 2019-10-30 United Technologies Corporation Schaufelanordnung mit eingeschlossenen, segmentierten schaufelstrukturen
USD805176S1 (en) 2016-05-06 2017-12-12 Airius Ip Holdings, Llc Air moving device
USD820967S1 (en) 2016-05-06 2018-06-19 Airius Ip Holdings Llc Air moving device
US10487852B2 (en) 2016-06-24 2019-11-26 Airius Ip Holdings, Llc Air moving device
EP3315728B1 (de) * 2016-10-26 2022-01-12 MTU Aero Engines AG Gedämpfte leitschaufellagerung
BE1024935B1 (fr) * 2017-01-26 2018-08-27 Safran Aero Boosters S.A. Compresseur avec virole interne segmentee pour turbomachine axiale
USD886275S1 (en) 2017-01-26 2020-06-02 Airius Ip Holdings, Llc Air moving device
USD885550S1 (en) 2017-07-31 2020-05-26 Airius Ip Holdings, Llc Air moving device
WO2019147219A1 (en) * 2018-01-23 2019-08-01 Siemens Aktiengesellschaft Slide on shroud cover segments for gas turbine compressor stator vanes
US11105209B2 (en) * 2018-08-28 2021-08-31 General Electric Company Turbine blade tip shroud
USD887541S1 (en) 2019-03-21 2020-06-16 Airius Ip Holdings, Llc Air moving device
US11598539B2 (en) 2019-04-17 2023-03-07 Airius Ip Holdings, Llc Air moving device with bypass intake
US11156110B1 (en) 2020-08-04 2021-10-26 General Electric Company Rotor assembly for a turbine section of a gas turbine engine
US11655719B2 (en) 2021-04-16 2023-05-23 General Electric Company Airfoil assembly
KR102698465B1 (ko) 2021-12-01 2024-08-22 두산에너빌리티 주식회사 리프 스프링 및 이를 포함하는 씰링 어셈블리
US12071864B2 (en) 2022-01-21 2024-08-27 Rtx Corporation Turbine section with ceramic support rings and ceramic vane arc segments
CN114991877B (zh) * 2022-08-03 2022-11-18 成都中科翼能科技有限公司 一种涡轮转子的组合式叶片结构

Family Cites Families (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3326523A (en) * 1965-12-06 1967-06-20 Gen Electric Stator vane assembly having composite sectors
US4285633A (en) * 1979-10-26 1981-08-25 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Broad spectrum vibration damper assembly fixed stator vanes of axial flow compressor
US4897021A (en) * 1988-06-02 1990-01-30 United Technologies Corporation Stator vane asssembly for an axial flow rotary machine
DE19507673C2 (de) * 1995-03-06 1997-07-03 Mtu Muenchen Gmbh Leitrad für Turbomaschinen
JPH1150807A (ja) 1997-08-05 1999-02-23 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 蒸気タービンのシールフィン装置
US6139264A (en) * 1998-12-07 2000-10-31 General Electric Company Compressor interstage seal
US7291946B2 (en) * 2003-01-27 2007-11-06 United Technologies Corporation Damper for stator assembly
FR2881174B1 (fr) * 2005-01-27 2010-08-20 Snecma Moteurs Dispositif de positionnement d'une aube et disque aubage comportant un tel dispositif

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
See references of WO2005078242A1 *

Also Published As

Publication number Publication date
US8105016B2 (en) 2012-01-31
WO2005078242A1 (de) 2005-08-25
DE102004006706A1 (de) 2005-08-25
US20080019836A1 (en) 2008-01-24
CA2555578A1 (en) 2005-08-25
EP1714006B1 (de) 2014-01-15

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP1714006B1 (de) Dämpfungsanordnung für leitschaufeln
DE69509884T2 (de) Leitschaufelanordnung für einen axialkompressor
DE60026687T2 (de) Statorstufe eines Verdichters
DE69932966T2 (de) Leitschaufelanordnung für eine Turbomaschine
EP2478186B1 (de) Rotor einer Turbomaschine
EP1848905A1 (de) Dichtungsanordnung
EP3999717B1 (de) Zwischenelement für eine schaufel-rotorscheiben-verbindung bei einem rotor einer strömungsmaschine, rotor für eine strömungsmaschine und strömungsmaschine
DE60026686T2 (de) Statorstufe eines Verdichters
EP1698758B1 (de) Axial getrennter Rotor-Schluss
DE112008002182T5 (de) Blattförmiges gasdynamisches Lager
DE102009012065A1 (de) Ladeeinrichtung, insbesondere für ein Kraftfahrzeug, mit einer variablen Turbinengeometrie
EP3379037B1 (de) Dichtung am innenring eines leitschaufelkranzes
WO2008119325A1 (de) Turbomaschine
EP1524409B1 (de) Schaufelrückhaltevorrichtung
WO2010054632A2 (de) Schaufelcluster mit versetztem axialem montagefuss
WO2004101957A1 (de) Speichenzentrierte bürstendichtungsanordnung in einer gasturbine
DE102010031213A1 (de) Rotor einer Turbomaschine
DE60221956T2 (de) Turbine mit einer Zusatzdichtung für Statorelemente
EP1918588B1 (de) Statorscheibe für eine Turbomolekularpumpe
DE102016219815A1 (de) Laufschaufelbaugruppe mit ring- oder scheibenförmigem Schaufelträger und radial innenliegender Versteifungsstruktur
DE102010005153A1 (de) Gehäusesystem für eine Axialströmungsmaschine
EP3477048B1 (de) Kombination zum abdichten eines spalts zwischen turbomaschinenschaufeln und zum reduzieren von schwingungen der turbomaschinenschaufeln
DE19823157A1 (de) Einrichtung zur Befestigung der Laufschaufeln axial durchströmter Turbomaschinen
WO2005017320A1 (de) Rotor für eine gasturbine sowie gasturbine
EP3551850B1 (de) Verfahren zum modifizieren einer turbine

Legal Events

Date Code Title Description
PUAI Public reference made under article 153(3) epc to a published international application that has entered the european phase

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009012

17P Request for examination filed

Effective date: 20060719

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: A1

Designated state(s): DE FR GB

DAX Request for extension of the european patent (deleted)
RBV Designated contracting states (corrected)

Designated state(s): DE FR GB

17Q First examination report despatched

Effective date: 20100302

RIC1 Information provided on ipc code assigned before grant

Ipc: F01D 11/00 20060101ALI20130806BHEP

Ipc: F01D 9/04 20060101ALI20130806BHEP

Ipc: F01D 5/22 20060101ALI20130806BHEP

Ipc: F01D 5/26 20060101AFI20130806BHEP

GRAP Despatch of communication of intention to grant a patent

Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOSNIGR1

INTG Intention to grant announced

Effective date: 20131002

GRAS Grant fee paid

Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOSNIGR3

GRAA (expected) grant

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009210

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: B1

Designated state(s): DE FR GB

REG Reference to a national code

Ref country code: GB

Ref legal event code: FG4D

Free format text: NOT ENGLISH

REG Reference to a national code

Ref country code: DE

Ref legal event code: R096

Ref document number: 502005014179

Country of ref document: DE

Effective date: 20140227

RAP2 Party data changed (patent owner data changed or rights of a patent transferred)

Owner name: MTU AERO ENGINES GMBH

REG Reference to a national code

Ref country code: DE

Ref legal event code: R097

Ref document number: 502005014179

Country of ref document: DE

PLBE No opposition filed within time limit

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009261

STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: NO OPPOSITION FILED WITHIN TIME LIMIT

26N No opposition filed

Effective date: 20141016

REG Reference to a national code

Ref country code: DE

Ref legal event code: R097

Ref document number: 502005014179

Country of ref document: DE

Effective date: 20141016

RAP2 Party data changed (patent owner data changed or rights of a patent transferred)

Owner name: MTU AERO ENGINES AG

REG Reference to a national code

Ref country code: FR

Ref legal event code: PLFP

Year of fee payment: 12

REG Reference to a national code

Ref country code: FR

Ref legal event code: PLFP

Year of fee payment: 13

REG Reference to a national code

Ref country code: FR

Ref legal event code: PLFP

Year of fee payment: 14

PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: GB

Payment date: 20200225

Year of fee payment: 16

Ref country code: DE

Payment date: 20200220

Year of fee payment: 16

PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: FR

Payment date: 20200220

Year of fee payment: 16

REG Reference to a national code

Ref country code: DE

Ref legal event code: R119

Ref document number: 502005014179

Country of ref document: DE

GBPC Gb: european patent ceased through non-payment of renewal fee

Effective date: 20210204

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: GB

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20210204

Ref country code: FR

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20210228

Ref country code: DE

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20210901