EP2191105A1 - Mehrschichtiger abschirmungsring für einen flugantrieb - Google Patents

Mehrschichtiger abschirmungsring für einen flugantrieb

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Publication number
EP2191105A1
EP2191105A1 EP08829278A EP08829278A EP2191105A1 EP 2191105 A1 EP2191105 A1 EP 2191105A1 EP 08829278 A EP08829278 A EP 08829278A EP 08829278 A EP08829278 A EP 08829278A EP 2191105 A1 EP2191105 A1 EP 2191105A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
shield
turbine
layers
housing
designed
Prior art date
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Withdrawn
Application number
EP08829278A
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Wilfried Weidmann
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 EP2191105A1 publication Critical patent/EP2191105A1/de
Withdrawn legal-status Critical Current

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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
    • F01D21/00—Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for
    • F01D21/04—Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for responsive to undesired position of rotor relative to stator or to breaking-off of a part of the rotor, e.g. indicating such position
    • F01D21/045—Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for responsive to undesired position of rotor relative to stator or to breaking-off of a part of the rotor, e.g. indicating such position special arrangements in stators or in rotors dealing with breaking-off of part of rotor
    • 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
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/14—Casings or housings protecting or supporting assemblies within

Definitions

  • the invention relates to a shielding of a turbine housing of an aircraft engine against radial escape of Schaufeltrüinmern according to the preamble of patent claim 1.
  • Such a shield of the prior art is shown in partial detail in Figure 2.
  • the low-pressure turbine 1 is shown with turbine blades 2, which are arranged within a turbine housing 3.
  • the turbine blades are axially downstream of a compressor, not shown, and a combustion chamber, not shown, and are located on a turbine disk which rotates about the engine axis.
  • the turbine housing 3 is connected via a flange 5 with the turbine exhaust duct 10.
  • the turbine exhaust duct 10 of the prior art is designed as a casting, which also has a containment function due to the existing material thickness. That is, in the unlikely event of engine damage with loss of turbine blades or blade parts, the turbine exhaust port with containment function serves to prevent the escape of the blade parts from the engine housing and thereby possible damage to the Avoid airframe.
  • the decisive for the design impact area is characterized by the angle ⁇ enclosing a straight line.
  • Future engine concepts require low-pressure turbines with high AN 2 , high turbine inlet temperatures and a compact, short design to meet the required specifications.
  • the containment protection is a special design criterion, because due to the higher momentum of loose blade parts, the regular casting thickness of the turbine exhaust duct is no longer sufficient to prevent a possible passage of the blade parts. Therefore, according to the current state of the art, no material, cost and weight optimized low-pressure turbine / turbine exhaust gas duct (LPT / TEC) connection is possible. Rather, the choice of material and material thickness of the LPT / TEC connection is determined by the required containment thickness and not by the optimized LPT / TEC connection. Also, the choice of materials is determined by the higher demands on the casting material in the containment area and thus more expensive.
  • Fiberglass fabric hose is dimensioned so that it fits tightly on the support element.
  • no special solution for the low - pressure turbine / turbine exhaust duct connection is presented here.
  • the disadvantage of this solution is on the one hand the unfixed structure of the collar, which is highly sensitive to external influences, such as mechanical influences, moisture, etc.
  • Another disadvantage is that Damage to the continuous fiber of the fiberglass fabric hose can not be readily noticed and can lead to a total failure of the containment protection in case of need.
  • the invention is therefore based on the object to avoid the disadvantages of the known solutions of the prior art and to provide an improved solution for containment protection on the LPT / TEC connection, in particular of high-speed low-pressure turbines.
  • the shielding according to the invention of a turbine housing of an aircraft engine against radial escape of blade debris, in particular for a high-speed low-pressure turbine is characterized in that the shield is designed as a rigid annular component of several layers.
  • the annular shield may be arranged radially inside or outside the turbine housing. When mounted on the turbine housing can be directed through the shield also targeted cooling air, for example from the fan flow to the outer skin of the housing. Further, it is possible that the annular shield consists of several segments, whereby manufacture and assembly are facilitated. Due to the rigid design, the shield is protected against external influences and can be self-supporting.
  • An advantageous embodiment of the shield according to the invention provides that the shield is arranged on the turbine exhaust duct.
  • the disadvantages of the prior art are avoided.
  • the design of the turbine exhaust duct can be cost and weight optimized, ie, cheaper materials and material thicknesses can be used here than would be the case with integrated containment function.
  • the containment function is then perceived solely by the annular multilayer shield.
  • an advantageous embodiment of the shield according to the invention provides that the shield is designed as a forging component. This allows a multilayer construction with selection of suitable material layers. On the one hand, the strength is the defining factor as well as the temperatures in the area of the low-pressure turbine at the housing or at the LPT / TEC connection. In the case of a circumferentially multi-part shielding ring, the possibility of thermal expansion must be considered.
  • a further advantageous embodiment of the shield according to the invention provides that the shield is arranged within the turbine housing. This prevents on the one hand disturbing structures outside of the turbine housing and on the other hand is prevented by a blade damage the housing or the LPT / TEC connection is penetrated, whereby the cost of a power plant failure continues to rise.
  • the shield is designed as a flow guide. This can be the case both when using the shield inside or outside the housing.
  • additional flow guide can be mounted on the shield or the shield itself is aerodynamically shaped or mounted.
  • the shield is designed as a heat shield. This is particularly necessary when installed in the flow channel, ie within the turbine housing. However, this may also be true when mounted on the outer circumference of the turbine housing be useful to prevent injury from burns on hot engine parts during maintenance.
  • an advantageous embodiment of the shield according to the invention provides that the layers are constructed of different materials. Suitable materials include, for example, malleable high-temperature alloys. As a result, the strength properties, thermal expansion and weight of the shield can be influenced to the desired extent. This makes sense in particular in terms of weight and cost optimization.
  • An advantageous embodiment of the shield according to the invention provides that the layers have different thicknesses. Like the choice of material, the choice of layer thickness can optimize the strength and weight of the shield and thus reduce the cost of the component.
  • An advantageous embodiment of the shield according to the invention provides that the layers are matched to each other in a vibration-optimized manner.
  • the layers of the multi-layer shielding ring are connected without resonance in the shielding housing.
  • both the vibration properties of the shield alone and the vibration characteristics of the components coupled to the shield can be taken into account.
  • an advantageous embodiment of the shield according to the invention provides that the shield has an enclosure for different functional layers. It can fall under the enclosure and a shield housing, with which different layers are connected by joining technology.
  • the annular layers can be bordered or encompassed, as it were, from three sides and may also be accommodated floating within the enclosure. Further measures improving the invention will be described in more detail below together with the description of a preferred exemplary embodiment of the invention with reference to FIGS. Show it:
  • Fig. 2 is a schematic fragmentary view of a shield of the prior art.
  • Directional information refers to the axes of the aircraft propulsion system.
  • FIG. 1 shows a detail schematically an advantageous embodiment of a shield 6 according to the invention on a high-speed low-pressure turbine 1.
  • the compressor not shown in the drawing and the combustion chamber, and also not shown high and medium pressure turbine.
  • FIG. 1 shows a section of a half section.
  • FIG. 1 shows a part of a turbine blade 2, which is arranged within a turbine housing 3 surrounding the turbine stage in the circumferential direction.
  • the turbine housing 3 is connected via a material-technically optimized flange 5 with the turbine exhaust duct 4 and connected thereto.
  • the shield 6 is arranged at the connection of the low-pressure turbine 1 to the turbine exhaust duct 4 within the turbine housing 3.
  • a flange 9 protrudes, on which the shield 6 and the shield housing 7 is flanged.
  • the shield L-shaped and annular in the circumferential direction 6 or the containment ring is designed as a multilayer forging.
  • the two layers 8 of the shield 6 are accommodated in a shielding housing 7 and connected to this forging technology. Both the type of alloy and the layer thickness / number of layers differ in the case of the two layers 8 shown in the exemplary embodiment.
  • the resonance-free shielding 6 has, in addition to the containment function, also integrated heat shield and flow conduction function.
  • the containment function is not integrated in the connection between low-pressure turbine 1 and turbine exhaust gas channel 4, as a result of which this connection can be configured as a weight-optimized casting.

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Abstract

Eine Abschirmung (6) eines Turbinengehäuses (3) eines Flugtriebwerks gegen radialen Austritt von Schaufeltrümmern, insbesondere für eine schnelllaufende Niederdruckturbine, ist dadurch gekennzeichnet, dass die Abschirmung (6) als starres ringförmiges Bauteil aus mehreren Schichten (8) ausgebildet ist. Durch die Entkopplung der Containmentfunktion von der Auslegung des Turbinenabgaskanals, der als Gussteil gefertigt ist, werden die Nachteile des Standes der Technik vermieden. Insbesondere kann die Auslegung des Turbinenabgaskanals kosten- und gewichtsoptimiert erfolgen.

Description

MEHRSCHICHTIGER ABSCHIRMUNGSRING FÜR EINEN FLUGANTRIEB
Die Erfindung betrifft eine Abschirmung eines Turbinengehäuses eines Flugtriebwerks gegen radialen Austritt von Schaufeltrüinmern nach dem Oberbegriff des Patentanspruchs 1.
Bei konventionellen, langsamlaufenden Niederdruckturbinen ist der so genannte Containment Schutz, d.h. die Abschirmung des Gehäuses gegen eventuell radial herausdringende Schaufelbestandteile oder Schaufeltrümmer, bei der Gehäusegestaltung mit zu überprüfen. Insbesondere für die Anbindung der Niederdruckturbine (LPT) an das Turbinenabgasgehäuse (Turbine Exhaust Gase TEC), die in der Regel als Gussteil ausgestaltet ist, ist häufig nur eine Überprüfung der Wandstärke nötig. Diese Überprüfung ergibt in der Regel, dass die Wandstärke der Anbindung LPT/TEC auch als Containment Schutz ausreichend stark dimensioniert ist.
Eine derartige Abschirmung vom Stand der Technik ist ausschnittsweise in Figur 2 gezeigt. Dabei ist die Niederdruckturbine 1 mit Turbinenschaufeln 2 gezeigt, die innerhalb eines Turbinengehäuses 3 angeordnet sind. Die Turbinenschaufeln sind dabei einem nicht gezeigten Verdichter und einer nicht gezeigten Brennkammer axial nachgeordnet und befinden sich auf einer Turbinenscheibe, die um die Triebwerksachse rotiert. Das Turbinengehäuse 3 ist über einen Flansch 5 mit dem Turbinenabgaskanal 10 verbunden. Der Turbinenabgaskanal 10 vom Stand der Technik ist als Gussteil ausgestaltet, welches aufgrund der vorhandenen Materialdicke auch eine Containmentfunktion aufweist. D.h., im unwahrscheinlichen Fall eines Triebwerksschadens mit Verlust von Turbinenschaufeln oder Schaufelteilen, dient der Turbinenabgaskanal mit Containmentfunktion dazu, das Austreten der Schaufelteile aus dem Triebwerksgehäuse zu verhindern und dadurch mögliche Schäden an der Flugzeugzelle zu vermeiden. In Figur 2 ist der für die Auslegung maßgebende Einschlagbereich durch die einen Winkel α einschließende Geraden gekennzeichnet.
Zukünftige Triebwerkskonzepte benötigen zur Erfüllung der geforderten Spezifikationen Niederdruckturbinen mit hohem AN2, hohen Turbineneintrittstemperaturen und kompakter kurzer Bauweise.
Bei schnell laufenden Niederdruckturbinen für derartige moderne Triebwerkskonzepte, ist der Containment Schutz jedoch ein besonderes Auslegungskriterium, da aufgrund des höheren Impulses loser Schaufelteile die reguläre Gussteildicke des Turbinenabgaskanals nicht mehr ausreicht, um ein mögliches Hindurchtreten der Schaufelteile zu verhindern. Deshalb ist nach derzeitigem Stand keine Material-, Kosten- und Gewichtsoptimierte Niederdruckturbinen / Turbinenabgaskanal (LPT/TEC) - Anbindung möglich. Vielmehr wird die Materialwahl und Materialdicke der LPT/TEC- Anbindung durch die erforderliche Containment Dicke und nicht durch die optimierte LPT/TEC -Anbindung bestimmt. Auch die Materialwahl wird durch die höheren Anforderungen an den Gusswerkstoff im Containmentbereich bestimmt und dadurch verteuert.
Zwar ist aus der US 5,328,324 eine Containmentlösung im Bereich der Niederdruckturbine bekannt. Dabei wird ein Glasfasergewebeschlauch vorgeschlagen, der mehrfach gefaltet quasi als Kragen auf ein Trägerelement aufgelegt wird, das sich an der Außenseite des Turbinengehäuses über der Niederdruckturbine befindet. Das Glasfasergewebe ist dabei aus einer kontinuierlichen Faser hergestellt und hitzebeständig. Für das Funktionieren dieses Containment-Schutzes ist die Unversehrtheit der kontinuierlichen Faser ausschlaggebend. Der
Glasfasergewebeschlauch ist dabei so dimensioniert, dass er auf dem Trägerelement eng anliegt. Allerdings wird hier keine spezielle Lösung für die Niederdruckturbine / Turbinenabgaskanal — Anbindung vorgestellt. Nachteilig bei dieser Lösung ist zum einen der unfixierte Aufbau des Kragens, der gegen äußere Einflüsse, z.B. mechanische Einflüsse, Feuchtigkeit, etc. hoch empfindlich ist. Ein weiterer Nachteil ist es, dass Beschädigungen an der kontinuierlichen Faser des Glasfasergewebeschlauchs nicht ohne weiteres bemerkt werden und zu einem Totalausfall des Containmentschutzes im Bedarfsfall führen können.
Der Erfindung liegt daher die Aufgabe zugrunde, die Nachteile der bekannten Lösungen des Standes der Technik zu vermeiden und eine verbesserte Lösung für einen Containmentschutz an der LPT/TEC Anbindung insbesondere von schnell laufenden Niederdruckturbinen zur Verfügung zu stellen.
Diese Aufgabe wird erfindungsgemäß durch eine mehrschichtige Abschirmung für ein Flugtriebwerk mit den Merkmalen des Patentanspruchs 1 gelöst. Vorteilhafte Ausgestaltungen und Weiterbildungen der Erfindung sind in den abhängigen Ansprüchen angegeben.
Die erfindungsgemäße Abschirmung eines Turbinengehäuses eines Flugtriebwerks gegen radialen Austritt von Schaufeltrümmern, insbesondere für eine schnelllaufende Niederdruckturbine, ist dadurch gekennzeichnet, dass die Abschirmung als starres ringförmiges Bauteil aus mehreren Schichten ausgebildet ist. Dabei kann die ringförmige Abschirmung radial innerhalb oder außerhalb des Turbinengehäuses angeordnet sein. Beim Anbringen auf dem Turbinengehäuse kann durch die Abschirmung auch gezielt Kühlluft, beispielsweise aus der Fanströmung, auf die Außenhaut des Gehäuses geleitet werden. Ferner ist es möglich, dass die ringförmige Abschirmung aus mehreren Segmenten besteht, wodurch Herstellung und Montage erleichtert werden. Durch die steife Ausführung ist die Abschirmung gegen äußere Einflüsse geschützt und kann selbsttragend ausgeführt sein.
Eine vorteilhafte Ausführungsform der erfindungsgemäßen Abschirmung sieht vor, dass die Abschirmung am Turbinen Abgaskanal angeordnet ist. Durch die Entkopplung der Containmentfunktion von der Auslegung des Turbinenabgaskanals, der als Gussteil gefertigt ist, werden die Nachteile des Standes der Technik vermieden. Insbesondere kann die Auslegung des Turbinenabgaskanals Kosten- und Gewichtsoptimiert erfolgen, d.h. hier können kostengünstigere Materialien und Materialstärken verwendet werden, als dies bei integrierter Containment-Funktion der Fall wäre. Die Containment-Funktion wird dann allein durch die ringförmige mehrschichtige Abschirmung wahrgenommen.
Eine vorteilhafte Ausführungsform der erfindungsgemäßen Abschirmung sieht vor, dass die Abschirmung als Schmiedebauteil ausgebildet ist. Dies ermöglicht einen mehrschichtigen Aufbau unter Auswahl von geeigneten Materialschichten. Dabei ist zum einen die Festigkeit definierender Faktor als auch die im Bereich der Niederdruckturbine am Gehäuse bzw. an der LPT/TEC Anbindung vorhandenen Temperaturen. Bei einem in Umfangsrichtung mehrteiligen Abschirmungsring ist dabei die Möglichkeit der Temperaturdehnung zu berücksichtigen.
Eine weitere vorteilhafte Ausführungsform der erfindungsgemäßen Abschirmung sieht vor, dass die Abschirmung innerhalb des Turbinengehäuses angeordnet ist. Dies verhindert zum einen störende Aufbauten außerhalb des Turbinengehäuses und zum anderen wird hierdurch verhindert, dass bei einem Schaufelschaden das Gehäuse bzw. die LPT/TEC Anbindung durchschlagen wird, wodurch die Kosten eines Triebswerksausfalls weiter steigen.
Noch eine vorteilhafte Ausführungsform der erfindungsgemäßen Abschirmung sieht vor, dass die Abschirmung als Strömungsleitelement ausgebildet ist. Dies kann sowohl bei Einsatz der Abschirmung innerhalb oder außerhalb des Gehäuses der Fall sein. Dabei können zusätzliche Strömungsleitelemente auf der Abschirmung angebracht sein oder aber die Abschirmung selbst ist strömungsgünstig geformt bzw. montiert.
Noch eine weitere vorteilhafte Ausführungsform der erfindungsgemäßen Abschirmung sieht vor, dass die Abschirmung als Hitzeschild ausgestaltet ist. Dies ist insbesondere bei Einbau im Strömungskanal, d.h. innerhalb des Turbinengehäuses erforderlich. Allerdings kann dies auch bei Montage am Außenumfang des Turbinengehäuses zweckdienlich sein, um bei Wartungsarbeiten Verletzungen durch Verbrennungen an heißen Triebwerksteilen zu verhindern.
Eine vorteilhafte Ausführungsform der erfindungsgemäßen Abschirmung sieht vor, dass die Schichten aus unterschiedlichen Materialien aufgebaut sind. Als Materialien kommen beispielsweise schmiedbare hochwarmfeste Legierungen in Frage. Dadurch lassen sich die Festigkeitseigenschaften, Temperaturdehnung und Gewicht der Abschirmung im gewünschten Maße beeinflussen. Dies ist insbesondere im Sinne einer Gewichts- und Kostenoptimierung sinnvoll.
Eine vorteilhafte Ausführungsform der erfindungsgemäßen Abschirmung sieht vor, dass die Schichten unterschiedliche Dicken aufweisen. Wie die Materialwahl kann auch durch die Wahl der Schichtdicke die Festigkeit und das Gewicht der Abschirmung optimiert und damit die Kosten des Bauteils gesenkt werden.
Eine vorteilhafte Ausführungsform der erfindungsgemäßen Abschirmung sieht vor, dass die Schichten schwingungsoptimiert aufeinander abgestimmt sind. Dabei werden die Schichten des mehrschichtigen Abschirmrings im Abschirmungsgehäuse resonanzfrei verbunden. Hierbei können sowohl die Schwingungseigenschaften der Abschirmung allein als auch die Schwingungseigenschaften der mit der Abschirmung gekoppelten Bauteile Berücksichtigung finden. Ferner kann auch die Veränderung der Schwingungseigenschaften durch Anströmung und Temperaturdehnung bei der Auslegung und Abstimmung der Schichten berücksichtigt werden.
Schließlich sieht eine vorteilhafte Ausführungsform der erfindungsgemäßen Abschirmung vor, dass die Abschirmung eine Einfassung für unterschiedliche Funktionsschichten aufweist. Dabei kann unter Einfassung auch ein Abschirmungsgehäuse fallen, mit welchem unterschiedliche Schichten fügetechnisch verbunden sind. Dabei können die ringförmigen Schichten quasi von drei Seiten eingefasst bzw. umfasst sein und ggf. auch innerhalb der Einfassung schwimmend aufgenommen sein. Weitere die Erfindung verbessernde Maßnahmen werden nachstehend gemeinsam mit der Beschreibung eines bevorzugten Ausfuhrungsbeispiels der Erfindung anhand der Figuren näher dargestellt. Es zeigen:
Fig. 1 ausschnittsweise schematisch eine vorteilhafte Ausfuhrungsform der vorliegenden Erfindung;
Fig. 2 ein schematische ausschnittsweise Darstellung einer Abschirmung vom Stand der Technik.
Bei den abgebildeten Figuren sind gleiche oder ähnliche Bauteile mit gleichen Bezugszeichen gekennzeichnet. Richtungsangaben beziehen sich auf die Achsen des Flugantriebs.
Figur 1 zeigt ausschnittsweise schematisch eine vorteilhafte Ausfuhrungsform einer erfindungsgemäßen Abschirmung 6 an einer schnell laufenden Niederdruckturbine 1. In der Zeichnungsebene linkerhand, d.h. strömungsaufwärts, befinden sich dabei der in der Zeichnung nicht gezeigte Verdichter und die Brennkammer, sowie die ebenfalls nicht dargestellte Hoch- und Mitteldruckturbine. Die Figur 1 zeigt dabei einen Ausschnitt eines Halbschnittes.
In Figur 1 ist ein Teil einer Turbinenschaufel 2 dargestellt, die innerhalb eines die Turbinenstufe in Umfangsrichtung umgebenden Turbinengehäuses 3 angeordnet ist. Das Turbinengehäuse 3 ist über eine materialtechnisch optimierte Flanschverbindung 5 mit dem Turbinenabgaskanal 4 verbunden bzw. an diesen angebunden. Die Abschirmung 6 ist an der Anbindung von der Niederdruckturbine 1 zum Turbinenabgaskanal 4 innerhalb des Turbinengehäuses 3 angeordnet. Am Turbinenabgaskanal 4 steht in radialer Richtung nach innen ein Flansch 9 hervor, an dem die Abschirmung 6 bzw. das Abschirmungsgehäuse 7 angeflanscht ist.
Die im Schnitt L-förmig dargestellte und in Umfangsrichtung ringförmige Abschirmung 6 bzw. der Containmentring ist im vorliegenden Ausfuhrungsbeispiel als mehrschichtiges Schmiedeteil ausgebildet. Dabei sind die beiden Schichten 8 der Abschirmung 6 in einem Abschirmungsgehäuse 7 aufgenommen und mit diesem schmiedetechnisch verbunden. Sowohl die Art der Legierung als auch die Schichtdicke/Schichtanzahl unterscheiden sich bei den im Ausführungsbeispiel gezeigten beiden Schichten 8. Dabei weist die resonanzfreie Abschirmung 6 im vorliegenden Ausführungsbeispiel neben der Containmentfunktion auch integrierte Hitzeschild- und Strömungsleitfunktion auf. Die Containmentfunktion ist vorliegend nicht in der Anbindung Niederdruckturbine 1 / Turbinenabgaskanal 4 integriert, wodurch diese Anbindung als gewichtsoptimiertes Gussteil ausgestaltet werden kann.
Die Erfindung beschränkt sich in ihrer Ausführung nicht auf das vorstehend angegebene bevorzugte Ausführungsbeispiel. Vielmehr ist eine Anzahl von Varianten denkbar, welche von der in den Patentansprüchen beanspruchten Lösung auch bei anders gearteten Ausführungen Gebrauch macht.

Claims

Patentansprüche
1. Abschirmung (6) eines Turbinengehäuses (3) eines Flugtriebwerks gegen radialen Austritt von Schaufeltrümmern, insbesondere für eine schnelllaufende Niederdruckturbine (1), dadurch gekennzeichnet, dass die Abschirmung (6) als starres ringförmiges Bauteil aus mehreren Schichten (8) ausgebildet ist.
2. Abschirmung (6) nach Patentanspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Abschirmung am Turbinen Abgaskanal angeordnet ist.
3. Abschirmung (6) nach Patentanspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Abschirmung (6) als Schmiedebauteil ausgebildet ist.
4. Abschirmung (6) nach Patentanspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Abschirmung (6) innerhalb des Turbinengehäuses (3) angeordnet ist.
5. Abschirmung (6) nach Patentanspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Abschirmung (6) als Strömungsleitelement ausgebildet ist.
6. Abschirmung (6) nach Patentanspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Abschirmung (6) als Hitzeschild ausgestaltet ist.
7. Abschirmung (6) nach Patentanspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Schichten (8) aus unterschiedlichen Materialien aufgebaut sind.
8. Abschirmung (6) nach Patentanspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Schichten (8) unterschiedliche Dicken und/oder Anzahl aufweisen.
. Abschirmung (6) nach Patentanspruch 7 oder 8, dadurch gekennzeichnet, dass die Schichten (8) schwingungsoptimiert aufeinander abgestimmt sind.
10. Abschirmung (6) nach Patentanspruch 7 oder 8, dadurch gekennzeichnet, dass die Abschirmung (6) eine Einfassung (7) für unterschiedliche Funktionsschichten aufweist.
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WO (1) WO2009030197A1 (de)

Families Citing this family (29)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10167779B2 (en) 2012-09-28 2019-01-01 United Technologies Corporation Mid-turbine frame heat shield
WO2014105603A1 (en) 2012-12-29 2014-07-03 United Technologies Corporation Multi-piece heat shield
EP2938836B1 (de) 2012-12-29 2020-02-05 United Technologies Corporation Dichtungsträgerscheibe und anordnung
EP2938863B1 (de) 2012-12-29 2019-09-25 United Technologies Corporation Mechanische verbindung für segmentierten hitzeschild
WO2014137444A2 (en) 2012-12-29 2014-09-12 United Technologies Corporation Multi-ply finger seal
US10472987B2 (en) 2012-12-29 2019-11-12 United Technologies Corporation Heat shield for a casing
US9982561B2 (en) 2012-12-29 2018-05-29 United Technologies Corporation Heat shield for cooling a strut
US10240481B2 (en) 2012-12-29 2019-03-26 United Technologies Corporation Angled cut to direct radiative heat load
US9850774B2 (en) 2012-12-29 2017-12-26 United Technologies Corporation Flow diverter element and assembly
US9828867B2 (en) 2012-12-29 2017-11-28 United Technologies Corporation Bumper for seals in a turbine exhaust case
EP2938845A4 (de) 2012-12-29 2016-01-13 United Technologies Corp Turbinenabgasgehäusearchitektur
US10087843B2 (en) 2012-12-29 2018-10-02 United Technologies Corporation Mount with deflectable tabs
DE112013006258B4 (de) 2012-12-29 2026-01-15 RTX Corporation (n.d.Ges.d. Staates Delaware) Turbinenrahmenanordnung und Verfahren zum Bereitstellen einer Turbinenrahmenanordnung
WO2014105780A1 (en) 2012-12-29 2014-07-03 United Technologies Corporation Multi-purpose gas turbine seal support and assembly
US9845695B2 (en) 2012-12-29 2017-12-19 United Technologies Corporation Gas turbine seal assembly and seal support
WO2014105803A1 (en) 2012-12-29 2014-07-03 United Technologies Corporation Gas turbine seal assembly and seal support
US10240532B2 (en) 2012-12-29 2019-03-26 United Technologies Corporation Frame junction cooling holes
WO2014105619A1 (en) 2012-12-29 2014-07-03 United Technologies Corporation Multi-function boss for a turbine exhaust case
US9903224B2 (en) 2012-12-29 2018-02-27 United Technologies Corporation Scupper channelling in gas turbine modules
US9631517B2 (en) 2012-12-29 2017-04-25 United Technologies Corporation Multi-piece fairing for monolithic turbine exhaust case
US9890663B2 (en) 2012-12-31 2018-02-13 United Technologies Corporation Turbine exhaust case multi-piece frame
US10054009B2 (en) 2012-12-31 2018-08-21 United Technologies Corporation Turbine exhaust case multi-piece frame
JP6249499B2 (ja) 2012-12-31 2017-12-20 ユナイテッド テクノロジーズ コーポレイションＵｎｉｔｅｄ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｉｅｓ Ｃｏｒｐｏｒａｔｉｏｎ タービン排気ケースのマルチピース型フレーム
EP2971579B1 (de) 2013-03-11 2020-04-29 United Technologies Corporation Baugruppe für eine turbinenabgasgehäuseverkleidung
DE102013214389A1 (de) 2013-07-23 2015-01-29 MTU Aero Engines AG Gehäusecontainment
DE102014208883A1 (de) 2014-05-12 2015-12-03 MTU Aero Engines AG Verfahren zum Auslegen einer Turbine
FR3054527B1 (fr) * 2016-07-29 2019-08-30 Airbus Operations Ensemble pour aeronef comprenant un bouclier de protection contre un eclatement moteur, monte sur le carter d'un module de turbomachine
US10550718B2 (en) 2017-03-31 2020-02-04 The Boeing Company Gas turbine engine fan blade containment systems
US10487684B2 (en) 2017-03-31 2019-11-26 The Boeing Company Gas turbine engine fan blade containment systems

Family Cites Families (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2742224A (en) * 1951-03-30 1956-04-17 United Aircraft Corp Compressor casing lining
US3097824A (en) * 1958-11-26 1963-07-16 Bendix Corp Turbine, wheel containment
GB1085329A (de) * 1964-01-21
GB1245415A (en) * 1968-09-13 1971-09-08 Rolls Royce Improvements in or relating to fluid flow machines
US3849022A (en) * 1973-07-12 1974-11-19 Gen Motors Corp Turbine blade coolant distributor
DE7501892U (de) * 1975-01-23 1976-06-03 Motoren- Und Turbinen-Union Muenchen Gmbh, 8000 Muenchen Metall-keramik-heissgasfuehrung mit berstschutz-eigenschaften
JPS5223531A (en) * 1975-08-18 1977-02-22 Nissan Motor Abrasionnresistant sliding member and its production method
FR2467977A1 (fr) * 1979-10-19 1981-04-30 Snecma Dispositif de securite en cas de rupture d'element rotatif de turbomachine
US4547122A (en) * 1983-10-14 1985-10-15 Aeronautical Research Associates Of Princeton, Inc. Method of containing fractured turbine blade fragments
GB2262313B (en) 1991-12-14 1994-09-21 Rolls Royce Plc Aerofoil blade containment
DE4223496A1 (de) * 1992-07-17 1994-01-20 Asea Brown Boveri Vorrichtung zum Reduzieren der kinetischen Energie von berstenden Teilen
US5267828A (en) * 1992-11-13 1993-12-07 General Electric Company Removable fan shroud panel
US6059523A (en) * 1998-04-20 2000-05-09 Pratt & Whitney Canada Inc. Containment system for containing blade burst
US6290455B1 (en) * 1999-12-03 2001-09-18 General Electric Company Contoured hardwall containment
AU2003238992A1 (en) * 2002-06-05 2003-12-22 Volvo Aero Corporation A turbine and a component
JP4130894B2 (ja) * 2003-01-23 2008-08-06 本田技研工業株式会社 ガスタービンエンジンおよびその製造方法
GB0510540D0 (en) * 2005-05-24 2005-06-29 Rolls Royce Plc Containment casing
FR2930590B1 (fr) * 2008-04-23 2013-05-31 Snecma Carter de turbomachine comportant un dispositif empechant une instabilite lors d'un contact entre le carter et le rotor

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
See references of WO2009030197A1 *

Also Published As

Publication number Publication date
WO2009030197A1 (de) 2009-03-12
CA2698283A1 (en) 2009-03-12
DE102007042767A1 (de) 2009-03-12
US20100202872A1 (en) 2010-08-12

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