EP2302174A2 - Gas turbine shroud labyrinth seal - Google Patents

Gas turbine shroud labyrinth seal Download PDF

Info

Publication number
EP2302174A2
EP2302174A2 EP10007636A EP10007636A EP2302174A2 EP 2302174 A2 EP2302174 A2 EP 2302174A2 EP 10007636 A EP10007636 A EP 10007636A EP 10007636 A EP10007636 A EP 10007636A EP 2302174 A2 EP2302174 A2 EP 2302174A2
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
gas turbine
housing
turbine according
shroud
sealing rib
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.)
Withdrawn
Application number
EP10007636A
Other languages
German (de)
French (fr)
Other versions
EP2302174A3 (en
Inventor
Zbigniew Schabowski
Robert Benton
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.)
Rolls Royce Deutschland Ltd and Co KG
Original Assignee
Rolls Royce Deutschland Ltd and Co KG
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 Rolls Royce Deutschland Ltd and Co KG filed Critical Rolls Royce Deutschland Ltd and Co KG
Publication of EP2302174A2 publication Critical patent/EP2302174A2/en
Publication of EP2302174A3 publication Critical patent/EP2302174A3/en
Withdrawn legal-status Critical Current

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

Definitions

  • the invention relates to a gas turbine with a shroud labyrinth seal according to the features of the preamble of claim 1.
  • the invention relates to an axial turbine of a gas turbine, in which at least one rotor provided with blades is provided, which has on its outer periphery, connecting the blade tips, a cover strip formed from segments.
  • housing is to be understood according to the invention as meaning a non-rotating component which may also be formed as a tubular component which does not form a housing in the strict sense.
  • the component designated according to the invention as a housing can consist of an arrangement of components, a ring or a part of the actual turbine housing.
  • the turbine In a turbine of a gas turbine, work is taken from the gas flow exiting the combustion chamber to thereby generate a torque for driving a compressor.
  • the turbine has a number of stationary blades and at least one rotor provided with a blade row. The number of these components may vary according to the invention.
  • the rotor moves relative to the housing, wherein between the rotor and the housing, a gap is provided, which is required for free mobility of the rotor.
  • a gap is provided, which is required for free mobility of the rotor.
  • the leakage flow reduces the gas mass which flows through the rotor, so that the work taken becomes smaller.
  • the flow caused by the gap results in an impairment of the actual flow through the turbine, as it has different angles and different local velocities. This results in a mixture of the two streams and in a reduction of the aerodynamic efficiency.
  • the Leakage flow also leads to a deterioration of the flow of a subsequent stator blade row.
  • FIG. 3 and 4 show a schematic representation of a blade root 7, which is part of a rotor 9. At the respective blade root 7, a blade 2 is arranged. The radially outer end regions of the blades 2 are connected by means of a shroud 3, which is formed substantially annular and is composed for example of individual segments.
  • the shroud 3 is provided with a plurality of sealing ribs 5 extending substantially in the radial direction.
  • the Fig. 3 and 4 each show three such sealing ribs. 5
  • Fig. 3 a stepped housing contour is provided with housing stages 8, while according to Fig. 4 a conically widening housing cross-sectional shape (in the axial cross-section) is shown.
  • the Fig. 3 and 4 thus show a meridional section of the turbine rotor and the housing.
  • the annular ribs 5 may be purely radially aligned, it is also possible to tilt them in the axial direction, as in the Fig. 3 and 4 is shown. Furthermore, it is known from the prior art to provide varying numbers of such annular ribs 5.
  • the invention has for its object to provide a gas turbine with shroud labyrinth seal, which avoids the disadvantages of the prior art with a simple design and simple, cost-effective manufacturability and ensures an optimized seal.
  • At least one, at least over a part of the circumference substantially radially to the shroud extending sealing rib is formed on the housing, which extends at least partially into a space between the annular ribs.
  • the sealing rib which according to the invention can be designed as a closed axial ring or segmented in the circumferential direction, thus constitutes a flow barrier, which additionally impedes the leakage flow. Thus, the flow mass of the leakage flow is reduced.
  • the sealing ribs according to the invention can have a constant cross section or a varying cross section in the circumferential direction.
  • the cross section may be rectangular with sharp edges, but it is also possible to provide a rounded cross section or to create a further leakage flow barrier by special cross sectional design.
  • the cross section of the sealing ribs can furthermore be designed so that the sealing ribs are arranged inclined in the axial direction. It is possible to angle one or both sides, with respect to the axial direction, angularly.
  • the radially arranged end face can also be chamfered or straight. It is also possible to provide a stepped cross section or a parallelogram-like cross section.
  • the sealing ribs can either be formed integrally with the housing, but it is also possible to form them as a separate component and to connect to the housing, for example by ring segments or the like.
  • the invention is applicable both in conically smooth, widening housing cross-sections, as well as in stepped housing cross-sections (each based on an axial section view).
  • the leakage flow through the annular gap between the surface of the shroud and the housing is significantly hindered.
  • the accelerated after the overflow of the annular ribs, jet-like flow is significantly hindered by the impact on the sealing ribs according to the invention and deflected with respect to the flow direction.
  • kinetic energy of the leakage flow is destroyed, resulting in a reduced mass of the leakage flow.
  • the leakage air flowing past the sealing ribs is hindered when hitting the next sealing rib of the housing or shroud in the axial direction, whereby flow energy is also dissipated in this case.
  • Fig. 1 and 2 show, analogous to Fig. 3 and 4 , a housing 1, which may be provided with housing steps 8 ( Fig. 1 ) or with a smooth, conically widening surface.
  • Fig. 1 and 2 show in dashed line the flow through the gap between the shroud 3 and the surface of the housing first
  • sealing grooves 6 are arranged in the spaces between axially spaced annular ribs, which extend substantially in the radial direction. It is thus provided in each space a sealing rib 6.
  • This is according to the embodiments of the Fig. 1 and 2 provided with a rectangular cross-section. However, it is also possible to vary the cross section, both in the circumferential direction and deviating from the rectangular cross section.
  • the sealing ribs 6 are formed so that they hinder the flow, without coming into contact with the shroud 3 and / or the annular ribs 5. It is therefore not sealing elements, which form part of a squeal seal, but a defined distance between the sealing ribs 6 and the shroud 3 and / or the annular ribs 5 is provided.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Sealing Using Fluids, Sealing Without Contact, And Removal Of Oil (AREA)

Abstract

The gas turbine has a casing (1), and a rotor (9) including blades (2) provided with a shroud (3). A labyrinth seal (4) is provided between the shroud and the casing. The shroud comprises two radially spaced and axially protruding annular fins (5). A sealing fin (6) is provided on the casing. The sealing fin extends radially inward to the shroud over a part of circumference and partly in a space between the annular fins.

Description

Die Erfindung bezieht sich auf eine Gasturbine mit einer Deckband-Labyrinthdichtung gemäß den Merkmalen des Oberbegriffs des Anspruchs 1.The invention relates to a gas turbine with a shroud labyrinth seal according to the features of the preamble of claim 1.

Im Einzelnen bezieht sich die Erfindung auf eine Axialturbine einer Gasturbine, bei welcher zumindest ein mit Schaufeln versehener Rotor vorgesehen ist, welcher an seinem Außenumfang, die Schaufelspitzen verbindend, ein aus Segmenten gebildetes Deckband aufweist.In detail, the invention relates to an axial turbine of a gas turbine, in which at least one rotor provided with blades is provided, which has on its outer periphery, connecting the blade tips, a cover strip formed from segments.

Der Begriff "Gehäuse" ist erfindungsgemäßen so zu verstehen, dass er ein nicht rotierendes Bauelement bezeichnet, welches auch als rohrförmiges Bauteil ausgebildet sein kann, welches nicht im eigentlichen Sinn ein Gehäuse bildet. Das erfindungsgemäß als Gehäuse bezeichnete Bauteil kann aus einer Anordnung von Bauelementen, einem Ring oder einem Teil des eigentlichen Turbinengehäuses bestehen.The term "housing" is to be understood according to the invention as meaning a non-rotating component which may also be formed as a tubular component which does not form a housing in the strict sense. The component designated according to the invention as a housing can consist of an arrangement of components, a ring or a part of the actual turbine housing.

Bei einer Turbine einer Gasturbine wird Arbeit von der aus der Brennkammer austretenden Gasströmung entnommen, um auf diese Weise ein Drehmoment zum Antrieb eines Verdichters zu erzeugen. Hierzu weist die Turbine eine Reihe von stationären Schaufeln sowie zumindest einen mit einer Schaufelreihe versehenen Rotor auf. Die Anzahl dieser Bauelemente kann erfindungsgemäß variieren.In a turbine of a gas turbine, work is taken from the gas flow exiting the combustion chamber to thereby generate a torque for driving a compressor. For this purpose, the turbine has a number of stationary blades and at least one rotor provided with a blade row. The number of these components may vary according to the invention.

Der Rotor bewegt sich relativ zu dem Gehäuse, wobei zwischen dem Rotor und dem Gehäuse ein Spalt vorgesehen ist, der zur freien Bewegbarkeit des Rotors erforderlich ist. Durch diesen Spalt tritt stets eine gewisse Leckageströmung auf, welche insbesondere zwei negative Effekte mit sich bringt, die den Wirkungsgrad der Turbine herabsetzen. Zum einen reduziert die Leckageströmung die Gasmasse, welche durch den Rotor strömt, so dass die entnommene Arbeit geringer wird. Zum zweiten führt die durch den Spalt hervorgerufene Strömung zu einer Beeinträchtigung der eigentlichen Strömung durch die Turbine, da diese unterschiedliche Winkel und unterschiedliche lokale Geschwindigkeiten aufweist. Dies resultiert in einer Mischung der beiden Ströme und in einer Verminderung des aerodynamischen Wirkungsgrades. Die Leckageströmung führt auch zu einer Verschlechterung der Anströmung einer nachfolgenden Statorschaufelreihe.The rotor moves relative to the housing, wherein between the rotor and the housing, a gap is provided, which is required for free mobility of the rotor. Through this gap always occurs a certain leakage flow, which brings in particular two negative effects, which reduce the efficiency of the turbine. On the one hand, the leakage flow reduces the gas mass which flows through the rotor, so that the work taken becomes smaller. Secondly, the flow caused by the gap results in an impairment of the actual flow through the turbine, as it has different angles and different local velocities. This results in a mixture of the two streams and in a reduction of the aerodynamic efficiency. The Leakage flow also leads to a deterioration of the flow of a subsequent stator blade row.

Aus dem Stand der Technik ist es bekannt, geeignete Dichtungsmaßnahmen in Form einer Labyrinthdichtung vorzunehmen, um die Leckageströmung zu vermindern. Die Fig. 3 und 4 zeigen in schematischer Darstellung einen Schaufelfuß 7, der Teil eines Rotors 9 ist. An dem jeweiligen Schaufelfuß 7 ist eine Schaufel 2 angeordnet. Die radial außenliegenden Endbereiche der Schaufeln 2 sind mittels eines Deckbandes 3 verbunden, welches im Wesentlichen ringförmig ausgebildet ist und beispielsweise aus einzelnen Segmenten zusammengesetzt ist.From the prior art it is known to make suitable sealing measures in the form of a labyrinth seal in order to reduce the leakage flow. The Fig. 3 and 4 show a schematic representation of a blade root 7, which is part of a rotor 9. At the respective blade root 7, a blade 2 is arranged. The radially outer end regions of the blades 2 are connected by means of a shroud 3, which is formed substantially annular and is composed for example of individual segments.

Das Deckband 3 ist mit mehreren sich im Wesentlichen in Radialrichtung erstreckenden Dichtungsrippen 5 versehen. Die Fig. 3 und 4 zeigen jeweils drei derartige Dichtungsrippen 5.The shroud 3 is provided with a plurality of sealing ribs 5 extending substantially in the radial direction. The Fig. 3 and 4 each show three such sealing ribs. 5

Die Dichtungsrippen 5 bilden zusammen mit der Wandung eines Gehäuses 1 eine Labyrinthdichtung 4. Die gestrichelten Linien der Fig. 3 und 4 zeigen die Durchströmung der Labyrinthdichtung. Gemäß Fig. 3 ist eine abgestufte Gehäusekontur mit Gehäusestufen 8 vorgesehen, während gemäß Fig. 4 eine sich konisch erweiternde Gehäusequerschnittsform (im Axialquerschnitt) dargestellt ist. Die Fig. 3 und 4 zeigen somit einen Meridionalschnitt des Turbinenrotors und des Gehäuses.The sealing ribs 5 together with the wall of a housing 1, a labyrinth seal 4. The dashed lines of Fig. 3 and 4 show the flow through the labyrinth seal. According to Fig. 3 a stepped housing contour is provided with housing stages 8, while according to Fig. 4 a conically widening housing cross-sectional shape (in the axial cross-section) is shown. The Fig. 3 and 4 thus show a meridional section of the turbine rotor and the housing.

Die Ringrippen 5 können rein radial ausgerichtet sein, es ist auch möglich, diese in Axialrichtung zu neigen, so wie dies in den Fig. 3 und 4 dargestellt ist. Weiterhin ist es aus dem Stand der Technik bekannt, variierende Anzahlen derartiger Ringrippen 5 vorzusehen.The annular ribs 5 may be purely radially aligned, it is also possible to tilt them in the axial direction, as in the Fig. 3 and 4 is shown. Furthermore, it is known from the prior art to provide varying numbers of such annular ribs 5.

Aus den Darstellungen der Fig. 3 und 4 ergibt sich aus den gestrichelten Linien, dass die Leckageströmung zwar in der Labyrinthdichtung 4 behindert wird, dass jedoch noch eine ausreichende Leckageströmung durchtreten kann, welche die oben beschriebenen negativen Eigenschaften aufweist. Dies insbesondere dann, wenn der radiale Abstand zwischen dem Deckband und dem Gehäuse bauartbedingt oder bedingt durch thermische Betriebsbedingungen größer ist.From the representations of Fig. 3 and 4 results from the dashed lines, that the leakage flow is indeed hindered in the labyrinth seal 4, but that still can pass through a sufficient leakage flow having the negative properties described above. This is especially true if the radial distance between the shroud and the housing due to design or due to thermal operating conditions is greater.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine Gasturbine mit Deckband-Labyrinthdichtung zu schaffen, welche bei einfachem Aufbau und einfacher, kostengünstiger Herstellbarkeit die Nachteile des Standes der Technik vermeidet und eine optimierte Abdichtung gewährleistet.The invention has for its object to provide a gas turbine with shroud labyrinth seal, which avoids the disadvantages of the prior art with a simple design and simple, cost-effective manufacturability and ensures an optimized seal.

Erfindungsgemäß wird die Aufgabe durch die Merkmalskombination des Anspruchs 1 gelöst, die Unteransprüche zeigen weitere vorteilhafte Ausgestaltungen der Erfindung.According to the invention the object is achieved by the combination of features of claim 1, the dependent claims show further advantageous embodiments of the invention.

Erfindungsgemäß ist somit vorgesehen, dass am Gehäuse zumindest eine, sich zumindest über einen Teil des Umfangs im Wesentlichen radial zum Deckband erstreckende Dichtungsrippe ausgebildet ist, welche sich zumindest zum Teil in einen Zwischenraum zwischen den Ringrippen erstreckt.According to the invention, it is thus provided that at least one, at least over a part of the circumference substantially radially to the shroud extending sealing rib is formed on the housing, which extends at least partially into a space between the annular ribs.

Die Dichtungsrippe, welche erfindungsgemäß als geschlossener Axialring oder in Umfangsrichtung segmentiert ausgebildet sein kann, stellt somit eine Strömungsbarriere dar, welche die Leckageströmung zusätzlich behindert. Somit wird die Strömungsmasse der Leckageströmung verringert.The sealing rib, which according to the invention can be designed as a closed axial ring or segmented in the circumferential direction, thus constitutes a flow barrier, which additionally impedes the leakage flow. Thus, the flow mass of the leakage flow is reduced.

Die erfindungsgemäßen Dichtungsrippen können in Umfangsrichtung einen gleichbleibenden Querschnitt oder einen variierenden Querschnitt aufweisen. Der Querschnitt kann beispielsweise rechteckig mit scharfen Kanten sein, es ist jedoch auch möglich, einen abgerundeten Querschnitt vorzusehen oder durch spezielle Querschnittsgestaltung eine weitere Leckageströmungsbarriere zu schaffen. Der Querschnitt der Dichtungsrippen kann weiterhin so ausgebildet sein, dass die Dichtungsrippen in Axialrichtung geneigt angeordnet sind. Es ist dabei möglich, eine oder beide Seiten, bezogen auf die Axialrichtung, winkelmäßig zu neigen. Auch die radial angeordnete Stirnseite kann abgeschrägt oder gerade ausgebildet sein. Es ist auch möglich, einen gestuften Querschnitt oder einen parallelogramm-artigen Querschnitt vorzusehen.The sealing ribs according to the invention can have a constant cross section or a varying cross section in the circumferential direction. For example, the cross section may be rectangular with sharp edges, but it is also possible to provide a rounded cross section or to create a further leakage flow barrier by special cross sectional design. The cross section of the sealing ribs can furthermore be designed so that the sealing ribs are arranged inclined in the axial direction. It is possible to angle one or both sides, with respect to the axial direction, angularly. The radially arranged end face can also be chamfered or straight. It is also possible to provide a stepped cross section or a parallelogram-like cross section.

Erfindungsgemäß können die Dichtungsrippen entweder einstückig mit dem Gehäuse ausgebildet sein, es ist jedoch auch möglich, diese als separates Bauteil auszubilden und mit dem Gehäuse zu verbinden, beispielsweise durch Ringsegmente oder Ähnliches.According to the invention, the sealing ribs can either be formed integrally with the housing, but it is also possible to form them as a separate component and to connect to the housing, for example by ring segments or the like.

Die Erfindung ist sowohl bei konisch glatten, sich erweiternden Gehäusequerschnitten anwendbar, als auch bei gestuften Gehäusequerschnitten (bezogen jeweils auf eine Axialschnittansicht).The invention is applicable both in conically smooth, widening housing cross-sections, as well as in stepped housing cross-sections (each based on an axial section view).

Erfindungsgemäß ergibt sich somit der Vorteil, dass die Leckageströmung durch den Ringspalt zwischen der Oberfläche des Deckbandes und dem Gehäuse erheblich behindert wird. Die nach der Überströmung der Ringrippen beschleunigte, jet-artige Strömung, wird durch das Auftreffen auf die erfindungsgemäßen Dichtungsrippen erheblich behindert und hinsichtlich der Strömungsrichtung umgelenkt. Hierdurch wird kinetische Energie der Leckageströmung vernichtet, so dass sich eine verringerte Masse der Leckageströmung ergibt. In analoger Weise wird die an den Dichtungsrippen vorbeiströmende Leckageluft beim Auftreffen auf die in Axialrichtung nächste Dichtungsrippe des Gehäuses oder des Deckbandes behindert, wobei auch hierbei Strömungsenergie abgebaut wird. Somit ergibt sich durch eine oder mehrere Abfolgen von Ringrippen und Dichtungsrippen eine erhebliche Behinderung der Leckageströmung, welche zu einer besseren Dichtwirkung führt. Hierdurch werden die Anfangs beschriebenen negativen Effekte verringert, so dass die Strömung durch die Schaufelbereiche ungestörter und in einem besseren Wirkungsgrad erfolgen kann. Hierdurch ergibt sich ein insgesamt höherer Wirkungsgrad der Turbine.According to the invention, there is thus the advantage that the leakage flow through the annular gap between the surface of the shroud and the housing is significantly hindered. The accelerated after the overflow of the annular ribs, jet-like flow is significantly hindered by the impact on the sealing ribs according to the invention and deflected with respect to the flow direction. As a result, kinetic energy of the leakage flow is destroyed, resulting in a reduced mass of the leakage flow. In an analogous manner, the leakage air flowing past the sealing ribs is hindered when hitting the next sealing rib of the housing or shroud in the axial direction, whereby flow energy is also dissipated in this case. This results in one or more sequences of annular ribs and sealing ribs a significant impediment to the leakage flow, which leads to a better sealing effect. As a result, the initially described negative effects are reduced, so that the flow through the blade areas can be done undisturbed and in a better efficiency. This results in an overall higher efficiency of the turbine.

Im Folgenden wird die Erfindung anhand von Ausführungsbeispielen in Verbindung mit der Zeichnung beschrieben. Dabei zeigt:

Fig. 1
eine schematische Axial-Schnittansicht eines ersten Ausführungsbeispiels der Erfindung,
Fig. 2
eine Ansicht, analog Fig. 1, eines abgewandelten Ausführungsbeispiels der Erfindung, und
Fig. 3
eine Abbildung zum Stand der Technik, analog Fig. 2.
In the following the invention will be described by means of embodiments in conjunction with the drawing. Showing:
Fig. 1
a schematic axial sectional view of a first embodiment of the invention,
Fig. 2
a view, analog Fig. 1 , a modified embodiment of the invention, and
Fig. 3
a picture of the prior art, analog Fig. 2 ,

Bei den Ausführungsbeispielen sind gleiche Teile mit gleichen Bezugsziffern versehen.In the embodiments, the same parts are provided with the same reference numerals.

Die Fig. 1 und 2 zeigen, analog den Fig. 3 und 4, ein Gehäuse 1, welches mit Gehäusestufen 8 versehen sein kann (Fig. 1) oder mit einer glatten, sich konisch erweiternden Oberfläche.The Fig. 1 and 2 show, analogous to Fig. 3 and 4 , a housing 1, which may be provided with housing steps 8 ( Fig. 1 ) or with a smooth, conically widening surface.

Hinsichtlich der Beschreibung des Rotors 9, der Schaufeln 2, des Deckbands 3 und der Ringrippen 4 wird auf die Beschreibung der Fig. 3 und 4 zum Stand der Technik verwiesen.With regard to the description of the rotor 9, the blades 2, the shroud 3 and the annular ribs 4 is on the description of Fig. 3 and 4 referred to the prior art.

Die Fig. 1 und 2 zeigen in gestrichelter Darstellung die Durchströmung des Spalts zwischen dem Deckband 3 und der Oberfläche des Gehäuses 1.The Fig. 1 and 2 show in dashed line the flow through the gap between the shroud 3 and the surface of the housing first

Erfindungsgemäß sind in den Zwischenräumen zwischen axial beabstandeten Ringrippen 5 Dichtungsrippen 6 angeordnet, welche sich im Wesentlichen in Radialrichtung erstrecken. Es ist somit in jedem Zwischenraum eine Dichtungsrippe 6 vorgesehen. Diese ist gemäß den Ausführungsbeispielen der Fig. 1 und 2 mit einem rechteckigen Querschnitt versehen. Es ist jedoch auch möglich, den Querschnitt zu variieren, sowohl in Umfangsrichtung als auch abweichend von dem rechteckigen Querschnitt.According to the invention sealing grooves 6 are arranged in the spaces between axially spaced annular ribs, which extend substantially in the radial direction. It is thus provided in each space a sealing rib 6. This is according to the embodiments of the Fig. 1 and 2 provided with a rectangular cross-section. However, it is also possible to vary the cross section, both in the circumferential direction and deviating from the rectangular cross section.

Aus den Darstellungen der Fig. 1 und 2 ergibt sich, dass eine erhebliche Strömungsbehinderung durch die Dichtungsrippen 6 auftritt, welche die Strömung behindert und den Massendurchsatz der Leckageströmung durch die Labyrinthdichtung 4 erheblich verringert.From the representations of Fig. 1 and 2 shows that a significant flow obstruction by the sealing ribs 6 occurs, which obstructs the flow and significantly reduces the mass flow rate of the leakage flow through the labyrinth seal 4.

Erfindungsgemäß sind somit die Dichtungsrippen 6 so ausgebildet, dass sie die Strömung behindern, ohne in Kontakt mit dem Deckband 3 und/oder den Ringrippen 5 zu kommen. Es handelt sich somit nicht um Dichtungselemente, welche Teil einer Anstreifdichtung darstellen, vielmehr ist ein definierter Abstand zwischen den Dichtungsrippen 6 und dem Deckband 3 und/oder den Ringrippen 5 vorgesehen.According to the invention thus the sealing ribs 6 are formed so that they hinder the flow, without coming into contact with the shroud 3 and / or the annular ribs 5. It is therefore not sealing elements, which form part of a squeal seal, but a defined distance between the sealing ribs 6 and the shroud 3 and / or the annular ribs 5 is provided.

BezugszeichenlisteLIST OF REFERENCE NUMBERS

11
Gehäusecasing
22
Schaufelshovel
33
Deckbandshroud
44
Labyrinthdichtunglabyrinth seal
55
Ringrippe / Deckbandfinne / DeckbanddichtungsfinneRing rib / shroud fin / shroud seal fin
66
Dichtungsrippe / Gehäusefinne / GehäusedichtungsfinneSealing rib / housing finger / housing sealing fin
77
Schaufelfußblade
88th
Gehäusestufehousing step
99
Rotorrotor

Claims (13)

Gasturbine mit Deckband-Labyrinthdichtung mit einem Gehäuse (1) und zumindest einem Rotor (9), dessen Schaufeln (2) mit einem Deckband (3) versehen sind, wobei zwischen dem Deckband (3) und dem Gehäuse (1) die Labyrinthdichtung (4) ausgebildet ist und das Deckband (3) zumindest zwei radial beabstandete, axial vorstehende Ringrippen (5) aufweist, welche Teil der Labyrinthdichtung (4) sind, dadurch gekennzeichnet, dass am Gehäuse (1) zumindest eine, sich zumindest über einen Teil des Umfangs im Wesentlichen radial zum Deckband (3) erstreckende Dichtungsrippe (6) ausgebildet ist, welche sich zumindest zum Teil in einen Zwischenraum zwischen den Ringrippen (5) erstreckt.Gas turbine with a shroud labyrinth seal with a housing (1) and at least one rotor (9) whose blades (2) are provided with a shroud (3), wherein between the shroud (3) and the housing (1) the labyrinth seal (4 ) is formed and the shroud (3) at least two radially spaced, axially projecting annular ribs (5), which are part of the labyrinth seal (4), characterized in that the housing (1) at least one, at least over part of the circumference is formed substantially radially to the shroud (3) extending sealing rib (6), which extends at least partially into a space between the annular ribs (5). Gasturbine nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Dichtungsrippe (6) als Ring ausgebildet ist.Gas turbine according to claim 1, characterized in that the sealing rib (6) is formed as a ring. Gasturbine nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Dichtungsrippe (6) in Umfangsrichtung segmentiert ausgebildet ist.Gas turbine according to claim 1, characterized in that the sealing rib (6) is segmented in the circumferential direction. Gasturbine nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, dass die Dichtungsrippe (6) in Umfangsrichtung einen gleichbleibenden Querschnitt aufweist.Gas turbine according to one of claims 1 to 3, characterized in that the sealing rib (6) has a constant cross section in the circumferential direction. Gasturbine nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, dass die Dichtungsrippe (6) in Umfangsrichtung mit einem variierenden Querschnitt ausgebildet ist.Gas turbine according to one of claims 1 to 3, characterized in that the sealing rib (6) is formed in the circumferential direction with a varying cross-section. Gasturbine nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, dass die Dichtungsrippe (6) einen im Wesentlichen rechteckigen Querschnitt aufweist.Gas turbine according to one of claims 1 to 5, characterized in that the sealing rib (6) has a substantially rectangular cross-section. Gasturbine nach einem der Ansprüche 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, dass die Dichtungsrippe (6) einen abgerundeten Querschnitt aufweist.Gas turbine according to one of claims 1 to 6, characterized in that the sealing rib (6) has a rounded cross-section. Gasturbine nach einem der Ansprüche 1 bis 7, dadurch gekennzeichnet, dass die Dichtungsrippe (6) einen im Wesentlichen radial ausgerichteten Querschnitt aufweist.Gas turbine according to one of claims 1 to 7, characterized in that the sealing rib (6) has a substantially radially oriented cross-section. Gasturbine nach einem der Ansprüche 1 bis 8, dadurch gekennzeichnet, dass die Dichtungsrippe (6) einen zur Radialrichtung geneigten Querschnitt aufweist.Gas turbine according to one of claims 1 to 8, characterized in that the sealing rib (6) has a radial direction inclined to the cross section. Gasturbine nach einem der Ansprüche 1 bis 9, dadurch gekennzeichnet, dass die Dichtungsrippe (6) einstückig mit dem Gehäuse (1) ausgebildet ist.Gas turbine according to one of claims 1 to 9, characterized in that the sealing rib (6) is formed integrally with the housing (1). Gasturbine nach einem der Ansprüche 1 bis 9, dadurch gekennzeichnet, dass die Dichtungsrippe (6) als separates Bauelement ausgebildet ist und mit dem Gehäuse (1) verbunden ist.Gas turbine according to one of claims 1 to 9, characterized in that the sealing rib (6) is designed as a separate component and is connected to the housing (1). Gasturbine nach einem der Ansprüche 1 bis 11, dadurch gekennzeichnet, dass das Gehäuse (1) mit einem konisch erweiterten Axialquerschnitt versehen ist.Gas turbine according to one of claims 1 to 11, characterized in that the housing (1) is provided with a conically enlarged axial cross-section. Gasturbine nach einem der Ansprüche 1 bis 11, dadurch gekennzeichnet, dass das Gehäuse (1) mit einem gestuften Axialquerschnitt mit Dichtungsrippen (6) im Bereich von Gehäusestufen (8) ausgebildet ist.Gas turbine according to one of claims 1 to 11, characterized in that the housing (1) is formed with a stepped axial cross section with sealing ribs (6) in the region of housing steps (8).
EP10007636.3A 2009-09-24 2010-07-22 Gas turbine shroud labyrinth seal Withdrawn EP2302174A3 (en)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE102009042857A DE102009042857A1 (en) 2009-09-24 2009-09-24 Gas turbine with shroud labyrinth seal

Publications (2)

Publication Number Publication Date
EP2302174A2 true EP2302174A2 (en) 2011-03-30
EP2302174A3 EP2302174A3 (en) 2014-01-22

Family

ID=42537784

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP10007636.3A Withdrawn EP2302174A3 (en) 2009-09-24 2010-07-22 Gas turbine shroud labyrinth seal

Country Status (3)

Country Link
US (1) US20110070074A1 (en)
EP (1) EP2302174A3 (en)
DE (1) DE102009042857A1 (en)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9416671B2 (en) 2012-10-04 2016-08-16 General Electric Company Bimetallic turbine shroud and method of fabricating
EP2650476B1 (en) * 2012-04-13 2020-10-07 General Electric Company Turbomachine blade tip shroud with parallel casing configuration
EP3822461A1 (en) * 2019-11-15 2021-05-19 MTU Aero Engines AG Axial turbomachine sealing system

Families Citing this family (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP5484990B2 (en) * 2010-03-30 2014-05-07 三菱重工業株式会社 Turbine
US20120195742A1 (en) * 2011-01-28 2012-08-02 Jain Sanjeev Kumar Turbine bucket for use in gas turbine engines and methods for fabricating the same
US8807927B2 (en) 2011-09-29 2014-08-19 General Electric Company Clearance flow control assembly having rail member
US9109455B2 (en) 2012-01-20 2015-08-18 General Electric Company Turbomachine blade tip shroud
US8623708B1 (en) * 2012-07-05 2014-01-07 Stats Chippac Ltd. Integrated circuit packaging system with grid-array mechanism and method of manufacture thereof
WO2015061150A1 (en) * 2013-10-21 2015-04-30 United Technologies Corporation Incident tolerant turbine vane gap flow discouragement
JP6510915B2 (en) * 2015-07-03 2019-05-08 株式会社神戸製鋼所 Labyrinth seal
CN107850082B (en) * 2015-10-27 2019-11-05 三菱重工业株式会社 Rotating machinery
FR3055353B1 (en) * 2016-08-25 2018-09-21 Safran Aircraft Engines LABYRINTH SEAL ASSEMBLY FOR TURBOMACHINE COMPRISING ABRADABLE AND INCLINED LECHETTES
JP6706585B2 (en) * 2017-02-23 2020-06-10 三菱重工業株式会社 Axial rotating machine
JP6917162B2 (en) 2017-02-28 2021-08-11 三菱パワー株式会社 Blades, rotor units, and rotating machines
FR3065483B1 (en) * 2017-04-24 2020-08-07 Safran Aircraft Engines SEALING DEVICE BETWEEN ROTOR AND TURBOMACHINE STATOR
JP6856748B2 (en) * 2017-06-12 2021-04-14 三菱パワー株式会社 Axial rotating machine
US20190072185A1 (en) 2017-09-07 2019-03-07 Kabushiki Kaisha Kobe Seiko Sho (Kobe Steel, Ltd.) Labyrinth seal and labyrinth seal structure
US10533610B1 (en) * 2018-05-01 2020-01-14 Florida Turbine Technologies, Inc. Gas turbine engine fan stage with bearing cooling
US11293295B2 (en) 2019-09-13 2022-04-05 Pratt & Whitney Canada Corp. Labyrinth seal with angled fins
CN113685234B (en) * 2021-08-31 2022-08-09 北京航空航天大学 Labyrinth sealing device based on hedging principle

Family Cites Families (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
BE533093A (en) * 1953-11-12 1954-11-30
US4370094A (en) * 1974-03-21 1983-01-25 Maschinenfabrik Augsburg-Nurnberg Aktiengesellschaft Method of and device for avoiding rotor instability to enhance dynamic power limit of turbines and compressors
DE2413655C3 (en) * 1974-03-21 1978-05-03 Maschinenfabrik Augsburg-Nuernberg Ag, 8500 Nuernberg Device for dynamic stabilization of the rotor of a gas or steam turbine
CH666326A5 (en) * 1984-09-19 1988-07-15 Bbc Brown Boveri & Cie Turbine rotor blades with shroud plates at outer ends - have adjacent plates connected via damping circumferential wire through bores in plates
US5735667A (en) * 1996-05-06 1998-04-07 Innovative Technology, L.L.C. Method and apparatus for minimizing leakage in turbine seals
DE59710621D1 (en) * 1997-09-19 2003-09-25 Alstom Switzerland Ltd Gap sealing device
EP1515000B1 (en) * 2003-09-09 2016-03-09 Alstom Technology Ltd Blading of a turbomachine with contoured shrouds
US6926495B2 (en) * 2003-09-12 2005-08-09 Siemens Westinghouse Power Corporation Turbine blade tip clearance control device
US7255531B2 (en) * 2003-12-17 2007-08-14 Watson Cogeneration Company Gas turbine tip shroud rails
EP1557536A1 (en) * 2004-01-22 2005-07-27 Siemens Aktiengesellschaft Gas turbine with axially displaceable rotor
EP1905949A1 (en) * 2006-09-20 2008-04-02 Siemens Aktiengesellschaft Cooling of a steam turbine component
US7686568B2 (en) * 2006-09-22 2010-03-30 General Electric Company Methods and apparatus for fabricating turbine engines
JP2008169705A (en) * 2007-01-09 2008-07-24 Toshiba Corp Steam turbine
US8167547B2 (en) * 2007-03-05 2012-05-01 United Technologies Corporation Gas turbine engine with canted pocket and canted knife edge seal
JP4668976B2 (en) * 2007-12-04 2011-04-13 株式会社日立製作所 Steam turbine seal structure

Non-Patent Citations (1)

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

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2650476B1 (en) * 2012-04-13 2020-10-07 General Electric Company Turbomachine blade tip shroud with parallel casing configuration
US9416671B2 (en) 2012-10-04 2016-08-16 General Electric Company Bimetallic turbine shroud and method of fabricating
EP3822461A1 (en) * 2019-11-15 2021-05-19 MTU Aero Engines AG Axial turbomachine sealing system

Also Published As

Publication number Publication date
DE102009042857A1 (en) 2011-03-31
EP2302174A3 (en) 2014-01-22
US20110070074A1 (en) 2011-03-24

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP2302174A2 (en) Gas turbine shroud labyrinth seal
EP2123860B1 (en) Combined vortex reducer
EP3056813B1 (en) Seal of an edge gap between effusion shingle of a gas turbine combustor
EP0924386B1 (en) Method and device to seal off the space between a rotor and a stator
DE69203705T2 (en) Stator for introducing air inside a turbomachine and method for mounting a blade of this stator.
EP2250347B1 (en) Axial compressor with a device for redirecting a leakage flow
EP2647795B1 (en) Seal system for a turbo engine
EP2824282A1 (en) Gas turbine with high pressure turbine cooling system
EP3051068A1 (en) Guide blade ring for a flow engine and additive manufacturing method
DE3148985C2 (en) ROTOR ASSEMBLY
DE102015219556A1 (en) Diffuser for radial compressor, centrifugal compressor and turbo machine with centrifugal compressor
EP2132414A1 (en) Shiplap arrangement
EP3574188B1 (en) Method for sealing an annular gap in a turbine, and turbine
DE102007054926A1 (en) Protection device for turbine seals
EP3336313A1 (en) Turbine rotor blade arrangement for a gas turbine and method for the provision of sealing air in a turbine rotor blade arrangement
EP2092164B1 (en) Turbomachine, particularly a gas turbine
EP2647796A1 (en) Seal system for a turbo engine
EP3628030B1 (en) Method for maintaining a turbomachine
DE102010031213A1 (en) Rotor of a turbomachine
EP3312388B1 (en) Rotor part, corresponding compressor, turbine and manufacturing method
EP2725203B1 (en) Cool air guide in a housing structure of a fluid flow engine
EP3194725B1 (en) Rotor, axial compressor, installation method
EP1443182A2 (en) Cooling device
DE102019211669A1 (en) SEALING DEVICE AND TURBO MACHINE
EP2194233B1 (en) Flow splitter for a fan engine

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

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: A2

Designated state(s): AL AT BE BG CH CY CZ DE DK EE ES FI FR GB GR HR HU IE IS IT LI LT LU LV MC MK MT NL NO PL PT RO SE SI SK SM TR

AX Request for extension of the european patent

Extension state: BA ME RS

PUAL Search report despatched

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009013

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: A3

Designated state(s): AL AT BE BG CH CY CZ DE DK EE ES FI FR GB GR HR HU IE IS IT LI LT LU LV MC MK MT NL NO PL PT RO SE SI SK SM TR

AX Request for extension of the european patent

Extension state: BA ME RS

RIC1 Information provided on ipc code assigned before grant

Ipc: F01D 11/08 20060101AFI20131216BHEP

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

Free format text: STATUS: THE APPLICATION IS DEEMED TO BE WITHDRAWN

18D Application deemed to be withdrawn

Effective date: 20140723