EP2044293B1 - Gasturbine mit einem mantelringsegment, das einen rezirkulationskanal umfasst - Google Patents

Gasturbine mit einem mantelringsegment, das einen rezirkulationskanal umfasst Download PDF

Info

Publication number
EP2044293B1
EP2044293B1 EP07785646.6A EP07785646A EP2044293B1 EP 2044293 B1 EP2044293 B1 EP 2044293B1 EP 07785646 A EP07785646 A EP 07785646A EP 2044293 B1 EP2044293 B1 EP 2044293B1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
gap
channel
gas turbine
housing
blades
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.)
Ceased
Application number
EP07785646.6A
Other languages
English (en)
French (fr)
Other versions
EP2044293A1 (de
Inventor
Peter Seitz
Roland Huttner
Karl-Heinz Dusel
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 AG
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 AG filed Critical MTU Aero Engines AG
Publication of EP2044293A1 publication Critical patent/EP2044293A1/de
Application granted granted Critical
Publication of EP2044293B1 publication Critical patent/EP2044293B1/de
Ceased legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

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
    • 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
    • F01D11/10—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator using sealing fluid, e.g. steam
    • 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
    • F01D11/12—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator using a rubstrip, e.g. erodible. deformable or resiliently-biased part
    • F01D11/122—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator using a rubstrip, e.g. erodible. deformable or resiliently-biased part with erodable or abradable material
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/08—Sealings
    • F04D29/16—Sealings between pressure and suction sides
    • F04D29/161—Sealings between pressure and suction sides especially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/164—Sealings between pressure and suction sides especially adapted for elastic fluid pumps of an axial flow wheel
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/66—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing
    • F04D29/68—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing by influencing boundary layers
    • F04D29/681—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing by influencing boundary layers especially adapted for elastic fluid pumps
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/66—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing
    • F04D29/68—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing by influencing boundary layers
    • F04D29/681—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing by influencing boundary layers especially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/684—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing by influencing boundary layers especially adapted for elastic fluid pumps by fluid injection
    • 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
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/60—Properties or characteristics given to material by treatment or manufacturing
    • F05D2300/612—Foam

Definitions

  • the invention relates to a gas turbine, in particular a gas turbine aircraft engine, according to the preamble of claim 1.
  • Gas turbines particularly gas turbine aircraft engines, typically include a plurality of rotating blades in the region of a compressor and a turbine and a plurality of fixed vanes, the blades rotating together with a rotor, and the blades and vanes surrounded by a fixed housing.
  • a plurality of rotating blades in the region of a compressor and a turbine and a plurality of fixed vanes, the blades rotating together with a rotor, and the blades and vanes surrounded by a fixed housing.
  • sealing systems include the so-called sealing systems.
  • blades have no shroud, especially in the compressor. Therefore, the radially outer ends of the blades are exposed to so-called rubbing into the fixed housing direct frictional contact with the housing. Such a rubbing of the tips of the blades into the housing is caused by setting a minimum radial gap by manufacturing tolerances. As is removed by the frictional contact of the tips of the blades on the same material, over the entire circumference of the housing and rotor can set an undesirable gap magnification. To avoid this, it is already known from the prior art to armor the ends of the blades with a hard coating or with abrasive particles.
  • housings with inlet lining are known from the prior art, wherein the inlet lining is typically associated with housing-side shroud segments, which serve as a carrier for the inlet lining, Such shroud segments are also referred to as shrouds.
  • a seal assembly which has an inlet lining and a channel.
  • the inlet lining is provided at the height of the gap between the blade and the housing.
  • the channel has an inlet opening at the level of the gap and an outlet opening at the level of the gap.
  • EP 0 992 656 A1 shows a rotor with blades and a surrounding the rotor housing a turbomachine.
  • the blades have blade ends whose surfaces are approximately parallel to an inner wall of the housing.
  • a channel is provided, which opens in front of and behind the blade ends when viewed in the flow direction.
  • the inlet and outlet openings of the channel correspond to the intermediate gaps between the stator and rotor stages.
  • US2005 / 0226717A1 shows a blade which is partially spaced from a housing inner wall in the radial direction.
  • a channel is provided, which, viewed in the flow direction, opens in front of and behind the blade.
  • a negative pressure gradient which causes a backflow through the channel.
  • the present invention is based on the problem of creating a novel gas turbine with reduced aerodynamic gap losses.
  • This problem is solved by a gas turbine according to claim 1.
  • the gas turbine has at least one channel in order to apply a pressure prevailing on the high pressure side of blades of a rotor at a low pressure side thereof in the region of the gap between the radially outer ends of the blades and the housing and thus to prevent flow through the gap.
  • the channel extends at least in sections in serving as a support for the inlet lining, housing-side shroud segment, such that the channel opens on the high pressure side in the region of the shroud segment outside the gap in a flow channel and on the low pressure side in the region of the inlet lining in the gap to be sealed.
  • Fig. 1 shows a highly schematic section of a gas turbine 10 according to the invention in the region of a high-pressure compressor 11, wherein the high-pressure compressor 11 has a rotating rotor, of which in Fig. 1 a blade 12 is shown.
  • the blades 12 of the rotor of the high-pressure compressor 11 are surrounded by a fixed housing 13, wherein the housing 13 are associated with shroud segments 14 which serve, inter alia, as a carrier for an inlet lining 15.
  • Fig. 1 run during operation of the gas turbine radially outer ends 16 of the blades 12 in the inlet lining 15, so that a gap 17 is formed between the inlet lining 15 and the radially outer ends 16 of the blades.
  • a leakage flow from the high pressure side of the blades 12 to the low pressure side of the same form, wherein in the illustration of Fig. 1 the right side of the blades 12 is the high pressure side in which the pressure P H prevails, and the low pressure side is the left side of the blades on which the pressure P L prevails.
  • the gas turbine 10 has at least one channel 18 to the prevailing on the high pressure side of the blades 12 pressure on the low pressure side thereof in the region of the gap to be sealed 17th to apply.
  • the inlet lining 15 is a gas-permeable inlet lining, which preferably has an open-pored structure.
  • the inlet lining 15 is designed as an open-pored metal foam.
  • the in Fig. 1 channel 18 shown extends at least in sections, in which serves as a carrier for the running-in surface 15, housing-side shroud segment 14, the channel 18 on the high pressure side, where the pressure P H prevails in the area of shroud segment 14 in a flow passage of the high pressure compressor 11 of the gas turbine 10 empties.
  • the channel 16 opens in the region of the inlet lining 15 into the gap 17 to be sealed.
  • a cross-section of the or each channel 18 is preferably dimensioned such that an optionally flowing through the respective channel air in the region of the gap 17 to be sealed acts as sealing air.
  • guide elements z. As baffles or guide grille, be integrated to aerodynamically optimally guide the flowing through the channel 18 sealing air.
  • the invention is not limited to use on high pressure compressors.
  • the invention can also be used on other compressors and on turbines.

Landscapes

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

Description

  • Die Erfindung betrifft eine Gasturbine, insbesondere ein Gasturbinenflugtriebwerk, gemäß dem Oberbegriff des Anspruchs 1.
  • Gasturbinen, insbesondere Gasturbinenflugtriebwerke, weisen in der Regel im Bereich eines Verdichters und einer Turbine mehrere rotierende Laufschaufeln sowie mehrere feststehende Leitschaufeln auf, wobei die Laufschaufeln zusammen mit einem Rotor rotieren, und wobei die Laufschaufeln sowie die Leitschaufeln von einem feststehenden Gehäuse umgeben sind. Zur Leistungssteigerung ist es von Bedeutung, alle Komponenten und Subsysteme zu optimieren. Hierzu zählen auch die sogenannten Dichtsysteme.
  • Besonders problematisch ist die Einhaltung eines minimalen Spalts zwischen den rotierenden Laufschaufeln und dem feststehenden Gehäuse eines Hochdruckverdichters einer Gasturbine. Bei Hochdruckverdichtern treten nämlich hohe absolute Temperaturen sowie Temperaturengradienten auf, was die Spalthaltung der rotierenden Laufschaufeln zum feststehenden Gehäuse erschwert. Dies liegt unter anderem auch darin begründet, dass bei Verdichterlaufschaufeln auf Deckbänder, wie sie üblicherweise bei Turbinenlaufschaufeln verwendet werden, verzichtet wird. Es sind auch Turbinenlaufschaufeln ohne Deckbänder bekannt.
  • Wie bereits erwähnt, verfügen Laufschaufeln insbesondere im Verdichter über kein Deckband. Daher sind die radial außen liegenden Enden der Laufschaufeln beim sogenannten Anstreifen in das feststehende Gehäuse einem direkten Reibkontakt mit dem Gehäuse ausgesetzt. Ein solches Anstreifen der Spitzen der Laufschaufeln in das Gehäuse wird bei Einstellung eines minimalen Radialspalts durch Fertigungstoleranzen hervorgerufen. Da durch den Reibkontakt der Spitzen der Laufschaufeln an denselben Material abgetragen wird, kann sich über den gesamten Umfang von Gehäuse und Rotor eine unerwünschte Spaltvergrößerung einstellen. Um dies zu vermeiden ist es aus dem Stand der Technik bereits bekannt, die Enden der Laufschaufeln mit einem harten Belag oder mit abrasiven Partikeln zu panzern.
  • Eine andere Möglichkeit, den Verschleiß an den Spitzen bzw, radial außen liegenden Enden der Laufschaufeln zu vermeiden und für eine optimierte Abdichtung zwischen den Enden bzw. Spitzen der Laufschaufeln und dem feststehenden Gehäuse zu sorgen, besteht in der Beschichtung des Gehäuses mit einem sogenannten Einlaufbelag.
  • Bei einem Materialabtrag an einem Einlaufbelag wird der Radialspalt nicht über den gesamten Umfang vergrößert, sondern in der Regel nur sichelförmig. Gehäuse mit Einlaufbelag sind aus dem Stand der Technik bekannt, wobei der Einlaufbelag typischerweise gehäuseseitigen Mantelringsegmenten zugeordnet ist, die als Träger für den Einlaufbelag dienen, Solche Mantelringsegmente werden auch als Shrouds bezeichnet.
  • Wie oben ausgeführt, vergrößert sich auch bei Verwendung eines Einlaufbelags der Spalt zwischen den Spitzen bzw. radial außen liegenden Enden der Laufschaufeln und dem Gehäuse, so dass nach dem Stand der Technik eine aerodynamische Strömung durch diesen Spalt von einer Hochdruckseite der Laufschaufeln zu einer Niederdruckseite derselben nicht gänzlich unterbunden werden kann. Es stellen sich demnach aerodynamische Spaltverluste ein. Dies reduziert den Wirkungsgrad von Gasturbinen.
  • In der Druckschrift US 5,474,417 ist ein Dichtungssystem für Gasturbinen vorgestellt, das einen Einlaufbelag und einen Kanal aufweist. Der Einlaufbelag befindet sich auf der Höhe des Spalts zwischen dem Gehäuse und der Laufschaufel. Der Kanal weist eine Eintrittsöffnung auf Höhe des Spaltes und eine Austrittsöffnung außerhalb des Spaltes auf.
  • Die in der Druckschrift EP 0 497 574 A1 ist eine Dichtungsanordnung offenbart, die einen Einlaufbelag und einen Kanal aufweist. Der Einlaufbelag ist auf der Höhe des Spaltes zwischen der Laufschaufel und dem Gehäuse vorgesehen. Der Kanal weist eine Eintrittsöffnung auf der Höhe des Spaltes und eine Austrittsöffnung auf der Höhe des Spaltes auf.
  • EP 0 992 656 A1 zeigt einen Rotor mit Laufschaufeln und ein den Rotor umgebendes Gehäuse einer Strömungsmaschine. Die Laufschaufeln weisen Laufschaufelenden auf, deren Flächen in etwa parallel zu einer Innenwand des Gehäuses verlaufen. In dem Gehäuse ist ein Kanal vorgesehen, der in Strömungsrichtung betrachtet vor und hinter den Laufschaufelenden mündet. Entlang der Laufschaufel liegt ein positiver Druckgradient vor, der eine parallele zur Hauptströmung gerichtete Strömung in dem Kanal bewirkt. Die Ein- und Austrittsöffnungen des Kanals entsprechen den Zwischenspalten zwischen Stator- und Rotorstufen. Durch die spezielle Ausgestaltung des Kanals wird in dem Kanal eine Strömung von der Niederdruckseite zu der Hochdruckseite erzeugt, so dass die dort herrschenden dynamischen Druckverhältnisse in etwa den an den Ein- und Austrittsöffnungen statischen Druckverhältnissen aus der Hauptströmung entsprechen, wodurch Leckageströme reduziert werden.
  • US2005/0226717A1 zeigt eine Laufschaufel, die von einer Gehäuseinnenwand in radialer Richtung teilweise beabstandet angeordnet ist. In der Gehäuseinnenwand ist ein Kanal vorgesehen, der in Strömungsrichtung betrachtet vor und hinter der Laufschaufel mündet. Entlang der Laufschaufel liegt ein negativer Druckgradient vor, der eine Rückströmung durch den Kanal bedingt.
  • Hiervon ausgehend liegt der vorliegenden Erfindung das Problem zu Grunde, eine neuartige Gasturbine mit verringerten aerodynamischen Spaltverlusten zu schaffen. Dieses Problem wird durch eine Gasturbine gemäß Anspruch 1 gelöst. Erfindungsgemäß weist die Gasturbine mindestens einen Kanal auf, um einen auf der Hochdruckseite von Laufschaufeln eines Rotors herrschenden Druck an einer Niederdruckseite derselben im Bereich des Spalts zwischen den radial außenliegenden Enden der Laufschaufeln und dem Gehäuse anzulegen und so eine Strömung durch den Spalt zu unterbinden. Dabei verläuft der Kanal zumindest abschnittweise in einem als Träger für den Einlaufbelag dienenden, gehäuseseitigen Mantelringsegment, derart, dass der Kanal auf der Hochdruckseite im Bereich des Mantelringsegments außerhalb des Spalts in einen Strömungskanal und auf der Niederdruckseite im Bereich des Einlaufbelags in den abzudichtenden Spalt mündet.
  • Mit der hier vorliegenden Erfindung können aerodynamische Spaltverluste im Bereich des Spalts zwischen den radial außen liegenden Enden der rotierenden Laufschaufeln und dem Gehäuse, der sich im Betrieb beim Einlaufen der Laufschaufeln in einen Einlaufbelag ausbildet, minimiert werden. Hierdurch wird der Wirkungsgrad von Gasturbinen optimiert.
  • 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 erläutert. Dabei zeigt:
    • Fig. 1
    einen stark schematisierten Ausschnitt aus einer erfindimgemäßen Gasturbine.
  • Nachfolgend wird die Erfindung unter Bezugnahme auf Fig. 1 in größerem Detail beschrieben.
  • Fig. 1 zeigt einen stark schematisierten Ausschnitt aus einer erfindungsgemäßen Gasturbine 10 im Bereich eines Hochdruckverdichters 11, wobei der Hochdruckverdichter 11 einen rotierenden Rotor aufweist, von welchem in Fig. 1 eine Laufschaufel 12 gezeigt ist. Die Laufschaufeln 12 des Rotors des Hochdruckverdichters 11 sind von einem feststehenden Gehäuse 13 umgeben, wobei dem Gehäuse 13 Mantelringsegmente 14 zugeordnet sind, die unter anderem als Träger für einen Einlaufbelag 15 dienen.
  • Gemäß Fig. 1 laufen im Betrieb der Gasturbine radial außen liegende Enden 16 der Laufschaufeln 12 in den Einlaufbelag 15 ein, so dass sich zwischen dem Einlaufbelag 15 und den radial außen liegenden Enden 16 der Laufschaufeln ein Spalt 17 ausbildet. Durch diesen Spalt 17 kann sich im Betrieb der Gasturbine eine Leckageströmung von der Hochdruckseite der Laufschaufeln 12 zur Niederdruckseite derselben ausbilden, wobei in der Darstellung der Fig. 1 die rechte Seite der Laufschaufeln 12 die Hochdruckseite ist, in welcher der Druck PH herrscht, und wobei die Niederdruckseite die linke Seite der Laufschaufeln ist, an welcher der Druck PL herrscht.
  • Um nun eine Leckageströmung durch den Spalt 17 zu unterbinden, wird im Sinne der hier vorliegenden Erfindung vorgeschlagen, dass die Gasturbine 10 mindestens einen Kanal 18 aufweist, um den auf der Hochdruckseite der Laufschaufeln 12 herrschenden Druck an der Niederdruckseite derselben im Bereich des abzudichtenden Spalts 17 anzulegen.
  • Hierdurch liegt dann im Bereich des Spalts 17 an der eigentlichen Niederdruckseite desselben in etwa der gleiche Druck an wie an der Hochdruckseite, so dass eine Leckageströmung durch den Spalt 17 und damit den Wirkungsgrad der Gasturbine beeinträchtigende, aerodynamische Spaltverluste effektiv vermieden werden können.
  • Bei dem Einlaufbelag 15 handelt es sich um einen gasdurchlässigen Einlaufbelag, der vorzugsweise eine offenporige Struktur aufweist. Insbesondere ist der Einlaufbelag 15 als offenporiger Metallschaum ausgebildet.
  • Der in Fig. 1 gezeigte Kanal 18 verläuft zumindest abschnittsweise in dem als Träger für den Einlaufbelag 15 dienenden, gehäuseseitigen Mantelringsegment 14, wobei der Kanal 18 auf der Hochdruckseite, an welcher der Druck PH herrscht, im Bereich des Mantelringsegments 14 in einen Strömungskanal des Hochdruckverdichters 11 der Gasturbine 10 mündet. Auf der Niederdruckseite, an welcher der Druck PL herrscht, mündet der Kanal 16 hingegen im Bereich des Einlaufbelags 15 in den abzudichtenden Spalt 17.
  • Ein Querschnitt des oder jedes Kanals 18 ist vorzugsweise derart bemessen, dass eine gegebenenfalls durch den jeweiligen Kanal strömende Luft im Bereich des abzudichtenden Spalts 17 als Sperrluft wirkt. In den oder jeden Kanal 18 können Leitelemente, z. B. Leitbleche oder Leitgitter, integriert sein, um die durch den Kanal 18 strömende Sperrluft aerodynamisch optimal zu führen.
  • Die Erfindung ist nicht auf den Einsatz an Hochdruckverdichtern beschränkt. Die Erfindung kann auch an anderen Verdichtern und an Turbinen zum Einsatz kommen.

Claims (3)

  1. Gasturbine, insbesondere Gasturbinenflugtriebwerk, mit mindestens einem Verdichter, mindestens einer Brennkammer und mindestens einer Turbine, wobei der oder jeder Verdichter und/oder die oder jede Turbine einen von einem feststehenden Gehäuse umgebenen, Laufschaufeln umfassenden Rotor aufweist, und wobei dem Gehäuse ein Einlaufbelag (15) zugeordnet ist,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass die Gasturbine mindestens einen Kanal (18) aufweist, um einen auf der Hochdruckseite von Laufschaufeln (12) eines Rotors herrschenden Druck an einer Niederdruckseite derselben im Bereich eines Spalts (17) zwischen den radial außenliegenden Enden (16) der Laufschaufeln (12) und dem Gehäuse (13) anzulegen und so eine Strömung durch den Spalt (17) zu unterbinden,
    dass der oder jeder Kanal (18) auf der Niederdruckseite im Bereich des Einlaufbelags (15) in den abzudichtenden Spalt (17) mündet, und
    dass der oder jeder Kanal (18) zumindest abschnittweise in einem als Träger für den Einlaufbelag (15) dienenden, gehäuseseitigen Mantelringsegment (14), verläuft, derart, dass der Kanal (18) auf der Hochdruckseite im Bereich des Mantelringsegments (14) außerhalb des Spalts (17) in einen Strömungskanal mündet.
  2. Gasturbine nach Anspruch 1,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass der Einlaufbelag (15) gasdurchlässig ist und eine offenporige Struktur aufweist.
  3. Gasturbine nach Anspruch 1 oder 2,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass der Einlaufbelag (15) als Metallschaum ausgebildet ist.
EP07785646.6A 2006-07-26 2007-07-18 Gasturbine mit einem mantelringsegment, das einen rezirkulationskanal umfasst Ceased EP2044293B1 (de)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE102006034424A DE102006034424A1 (de) 2006-07-26 2006-07-26 Gasturbine
PCT/DE2007/001276 WO2008011864A1 (de) 2006-07-26 2007-07-18 Gasturbine mit einem mantelringsegment umfassend einen rezirkulationskanal

Publications (2)

Publication Number Publication Date
EP2044293A1 EP2044293A1 (de) 2009-04-08
EP2044293B1 true EP2044293B1 (de) 2018-06-13

Family

ID=38663013

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP07785646.6A Ceased EP2044293B1 (de) 2006-07-26 2007-07-18 Gasturbine mit einem mantelringsegment, das einen rezirkulationskanal umfasst

Country Status (5)

Country Link
US (1) US8092148B2 (de)
EP (1) EP2044293B1 (de)
CA (1) CA2657190C (de)
DE (1) DE102006034424A1 (de)
WO (1) WO2008011864A1 (de)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10876549B2 (en) 2019-04-05 2020-12-29 Pratt & Whitney Canada Corp. Tandem stators with flow recirculation conduit

Families Citing this family (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102008019331A1 (de) * 2008-04-16 2009-10-22 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Einlaufdichtung für den Kompressor eines Gasturbinentriebwerks
CN101858229A (zh) * 2010-04-29 2010-10-13 中国燃气涡轮研究院 发动机热定心承力型导向器
WO2012052740A1 (en) * 2010-10-18 2012-04-26 University Of Durham Sealing device for reducing fluid leakage in turbine apparatus
US9726084B2 (en) * 2013-03-14 2017-08-08 Pratt & Whitney Canada Corp. Compressor bleed self-recirculating system
DE102014213911A1 (de) 2014-07-17 2016-01-21 MTU Aero Engines AG Aerogel-Auskleidungselement für Strömungsmaschinen
US9737930B2 (en) 2015-01-20 2017-08-22 United Technologies Corporation Dual investment shelled solid mold casting of reticulated metal foams
US9789536B2 (en) 2015-01-20 2017-10-17 United Technologies Corporation Dual investment technique for solid mold casting of reticulated metal foams
US9789534B2 (en) 2015-01-20 2017-10-17 United Technologies Corporation Investment technique for solid mold casting of reticulated metal foams
US9884363B2 (en) 2015-06-30 2018-02-06 United Technologies Corporation Variable diameter investment casting mold for casting of reticulated metal foams
US9731342B2 (en) 2015-07-07 2017-08-15 United Technologies Corporation Chill plate for equiax casting solidification control for solid mold casting of reticulated metal foams

Family Cites Families (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB504214A (en) 1937-02-24 1939-04-21 Rheinmetall Borsig Ag Werk Bor Improvements in and relating to turbo compressors
US3063694A (en) * 1959-08-04 1962-11-13 Joy Mfg Co Apparatus for cleaning gases from ferrous metallurgical operations
US3053694A (en) * 1961-02-20 1962-09-11 Gen Electric Abradable material
EP0497574B1 (de) 1991-01-30 1995-09-20 United Technologies Corporation Ventilatorgehäuse mit Rezirculationskanälen
US5474417A (en) * 1994-12-29 1995-12-12 United Technologies Corporation Cast casing treatment for compressor blades
US5607284A (en) 1994-12-29 1997-03-04 United Technologies Corporation Baffled passage casing treatment for compressor blades
US5586859A (en) 1995-05-31 1996-12-24 United Technologies Corporation Flow aligned plenum endwall treatment for compressor blades
EP0992656B1 (de) 1998-10-05 2003-09-10 ALSTOM (Switzerland) Ltd Strömungsmaschine zum Verdichten oder Entspannen eines komprimierbaren Mediums
DE10020673C2 (de) 2000-04-27 2002-06-27 Mtu Aero Engines Gmbh Ringstruktur in Metallbauweise
US6585479B2 (en) * 2001-08-14 2003-07-01 United Technologies Corporation Casing treatment for compressors
GB2385378B (en) 2002-02-14 2005-08-31 Rolls Royce Plc Engine casing
GB0300999D0 (en) * 2003-01-16 2003-02-19 Rolls Royce Plc A gas turbine engine blade containment assembly
DE10360164A1 (de) 2003-12-20 2005-07-21 Mtu Aero Engines Gmbh Gasturbinenbauteil
DE102004021657B4 (de) 2004-05-03 2010-04-08 Manroland Ag Verfahren zur Durchführung eines druckplattenspezifischen Produktionswechsels an einer Druckmaschine

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
None *

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10876549B2 (en) 2019-04-05 2020-12-29 Pratt & Whitney Canada Corp. Tandem stators with flow recirculation conduit

Also Published As

Publication number Publication date
EP2044293A1 (de) 2009-04-08
US8092148B2 (en) 2012-01-10
CA2657190A1 (en) 2008-01-31
US20090324384A1 (en) 2009-12-31
DE102006034424A1 (de) 2008-01-31
CA2657190C (en) 2015-06-23
WO2008011864A1 (de) 2008-01-31

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP2044293B1 (de) Gasturbine mit einem mantelringsegment, das einen rezirkulationskanal umfasst
DE60318792T2 (de) Zapfluft-Gehäuse für einen Verdichter
DE60219227T2 (de) Methode und Einrichtung zur Verminderung der Temperatur von Schaufelblattspitzen
DE102011002172B4 (de) Turbinendeckband-Abdichtungsvorrichtung und Turbinendeckbandvorrichtung für ein Gasturbinentriebwerk
EP3699398A1 (de) Deckbandlose schaufel für eine schnelllaufende turbinenstufe
DE3428892A1 (de) Schaufel- und dichtspaltoptimierungseinrichtung fuer verdichter von gasturbinentriebwerken, insbesondere gasturbinenstrahltriebwerken
EP3999716B1 (de) Laufschaufel für eine strömungsmaschine, zugehöriges turbinenmodul und verwendung derselben
EP2647795A1 (de) Dichtungssystem für eine Strömungsmaschine
EP1736635B1 (de) Luftführungssystem zwischen Verdichter und Turbine eines Gasturbinentriebwerks
DE102011054586A1 (de) Dichtungsanordnung für eine Turbomaschine
EP2881541A1 (de) Schaufelspitzenkühlung einer Turbinenrotorschaufel einer Gasturbine
CH703658A2 (de) Laufschaufel mit einer Dichtungsanordnung zu benachbarter Laufschaufel.
EP2084368A1 (de) Turbinenschaufel
DE102016124147B4 (de) Innenkühlkonfigurationen in Turbinenrotorschaufeln
EP3495639B1 (de) Verdichtermodul für eine strömungsmaschine, das die grenzschicht in einem verdichterzwischengehäuse abbaut
EP2730744B1 (de) Abgasturbolader
DE102010036071A1 (de) Gehäuseseitige Struktur einer Turbomaschine
WO2011088819A2 (de) Gehäusesystem für eine axialströmungsmaschine
EP1914388A1 (de) Dichtelement zur Abdichtung eines Leckagespalts zwischen einem Rotor und einem Stator einer thermischen Strömungsmaschine.
DE102015203872A1 (de) Stator einer Turbine einer Gasturbine mit verbesserter Kühlluftführung
EP1673519B1 (de) Dichtungsanordnung für eine gasturbine
EP1734292A1 (de) Dichtungsmittel für eine Strömungsmaschine
DE102004050739A1 (de) Turbomaschine, insbesondere Gasturbine
EP3109407A1 (de) Statorvorrichtung für eine strömungsmaschine mit einer gehäuseeinrichtung und mehreren leitschaufeln
EP4653667A2 (de) Verfahren zur durchführung von servicemassnahmen an einer energieumwandlungsanlage und energieumwandlungsanlage

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: 20090116

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: A1

Designated state(s): AT BE BG CH CY CZ DE DK EE ES FI FR GB GR HU IE IS IT LI LT LU LV MC MT NL PL PT RO SE SI SK TR

AX Request for extension of the european patent

Extension state: AL BA HR MK RS

17Q First examination report despatched

Effective date: 20090424

RIN1 Information on inventor provided before grant (corrected)

Inventor name: HUTTNER, ROLAND

Inventor name: DUSEL, KARL-HEINZ

Inventor name: SEITZ, PETER

RBV Designated contracting states (corrected)

Designated state(s): DE FR GB

DAX Request for extension of the european patent (deleted)
RAP1 Party data changed (applicant data changed or rights of an application transferred)

Owner name: MTU AERO ENGINES AG

GRAP Despatch of communication of intention to grant a patent

Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOSNIGR1

GRAS Grant fee paid

Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOSNIGR3

INTG Intention to grant announced

Effective date: 20180405

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: 502007016231

Country of ref document: DE

REG Reference to a national code

Ref country code: FR

Ref legal event code: PLFP

Year of fee payment: 12

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

Ref country code: DE

Payment date: 20180731

Year of fee payment: 12

Ref country code: FR

Payment date: 20180731

Year of fee payment: 12

REG Reference to a national code

Ref country code: DE

Ref legal event code: R097

Ref document number: 502007016231

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: 20190314

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

Effective date: 20180913

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: 20180913

REG Reference to a national code

Ref country code: DE

Ref legal event code: R119

Ref document number: 502007016231

Country of ref document: DE

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

Ref country code: DE

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

Effective date: 20200201

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

Ref country code: FR

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

Effective date: 20190731