EP2665896A1 - Zwischengehäuse einer gasturbine mit einer aussen liegenden begrenzungswand welches stromaufwärts einer stützrippe eine in umfangrichtung verändernde kontur aufweist zur verringerung der sekundärströmungsverluste - Google Patents

Zwischengehäuse einer gasturbine mit einer aussen liegenden begrenzungswand welches stromaufwärts einer stützrippe eine in umfangrichtung verändernde kontur aufweist zur verringerung der sekundärströmungsverluste

Info

Publication number
EP2665896A1
EP2665896A1 EP12716196.6A EP12716196A EP2665896A1 EP 2665896 A1 EP2665896 A1 EP 2665896A1 EP 12716196 A EP12716196 A EP 12716196A EP 2665896 A1 EP2665896 A1 EP 2665896A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
boundary wall
intermediate housing
radially outer
circumferential direction
support ribs
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
EP12716196.6A
Other languages
English (en)
French (fr)
Other versions
EP2665896B1 (de
Inventor
Martin Hoeger
Inga Mahle
Jochen Gier
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 EP2665896A1 publication Critical patent/EP2665896A1/de
Application granted granted Critical
Publication of EP2665896B1 publication Critical patent/EP2665896B1/de
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • 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
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
    • F01D25/14—Casings modified therefor
    • 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
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
    • F01D5/142—Shape, i.e. outer, aerodynamic form of the blades of successive rotor or stator blade-rows
    • F01D5/143—Contour of the outer or inner working fluid flow path wall, i.e. shroud or hub contour
    • 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
    • F05D2240/11—Shroud seal segments
    • 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
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/01—Purpose of the control system
    • F05D2270/17—Purpose of the control system to control boundary layer

Definitions

  • the invention relates to an intermediate housing, in particular of turbines of a gas engine, according to the preamble of patent claim 1.
  • a multi-shaft turbomachine such as a multi-shaft gas engine has a plurality of compressor components, at least one combustion chamber and a plurality of turbine components.
  • a two-shaft gas engine has a low-pressure compressor, a high-pressure compressor, at least one combustion chamber, a high-pressure turbine and a low-pressure turbine.
  • a three-shaft gas engine has a low-pressure compressor, a medium-pressure compressor, a high-pressure compressor, at least one combustion chamber, a high-pressure turbine, a Mitteldmckturbine and a low-pressure turbine.
  • FIG. 1 shows a highly schematic section of a multi-shaft gas engine in the region of a rotor 10 of a high-pressure turbine 11 and a rotor 12 of a low-pressure turbine 13.
  • an intermediate housing 14 with a transition flow channel 33 extends to the flow, which leaves the high pressure turbine 11 to supply the low pressure turbine 13, wherein in the transitional flow channel 33 at least one support rib 15 is positioned.
  • the support rib 15 is a stator-side component, which carries the flow flowing through the transition flow channel 33.
  • a flow-guiding support rib 15 has a front edge 16, which is also referred to as a flow inlet edge, via a rear edge 17, which is also referred to as a flow outlet edge, and via side walls 18.
  • transition flow channel 33 can (see Fig. 1) upstream of the support ribs 15 in the region of an entry into the transitional flow channel 33 or in the region of a leading edge 34 of the intermediate housing 14 radially outwardly in the same open a cavity 19, through which a small amount of cooling air 21a, which deals with the high pressure
  • CONFIRMATION COPY turbine 11 leaving gas flow 20 mixed.
  • This cavity 19 is located between the NDT housing and the intermediate housing 14, which is sealed with a seal 21 c. Only a weak leakage flow 21b flows through this seal 21c, since the NDT housing and the intermediate housing 14 can not be firmly connected to each other.
  • the static pressure of the gas flow 20 in the area of entry into the cavity 19 is below the pressure of the cooling air 21b in the secondary air area 21d of the annulus.
  • FIG. 2 shows a dimensionless circumferential direction u / t, where t corresponds to the support rib pitch in the circumferential direction u.
  • the pressure fields of the pressure increase ⁇ on the circumferential position of the support ribs 1 and the pressure drop ⁇ at the circumferential position between adjacent support ribs 15 respectively upstream of the leading edges 16 of the support ribs 15 are shown in dashed lines in the cavity 19 so that Further, the pressure fluctuation of FIG. 2 in the cavity leads to a higher pressure gradient between the gas flow 20 and the cooling air flow 21b, which ultimately increases the leakage and degraded efficiency the turbomachine leads.
  • the present invention is based on the problem to provide an intermediate housing, by means of which the efficiency can be increased.
  • the radially outer boundary wall has a contour which changes in the circumferential direction at least in a section upstream of the support rib.
  • Prior art known turbomachine in the region of an intermediate housing and thus flow channel between two turbine components; 2 shows a detail of the arrangement of Figure 1 in the radial direction.
  • FIG. 3 is a highly schematic, fragmentary longitudinal section through a flow machine in the region of an intermediate housing according to the invention, which is positioned between two turbine components;
  • Fig. 4 is a diagram for illustrating the invention.
  • Fig. 5 is another diagram for illustrating the invention.
  • the present invention relates to the field of multi-shaft turbomachinery, in particular multi-shaft gas engines, with several compressor components and several turbine components.
  • the basic structure of such a turbomachine is familiar to the person skilled in the art and has already been described in connection with FIG.
  • the present invention now relates to details of an intermediate housing 14 of such a turbomachine, by means of which the entry of a guided in a sselluftströmungska- channel 19 cooling air flow can be improved in the guided by the transitional flow channel 33 of the intermediate housing 14 gas flow, namely in an inlet region of the transitional flow channel 33 upstream of in the transitional flow channel 33 positioned support ribs 15th
  • the invention is applicable both to an intermediate housing 14 of a twin-shaft turbomachine which extends between a high-pressure turbine 11 and a low-pressure turbine 13, and to an intermediate housing of a three-shaft turbomachine which extends between a high-pressure turbine and a medium-pressure turbine or between a medium-pressure turbine and a low-pressure turbine, used.
  • FIG. 3 shows a section of a turbomachine in the region of an intermediate housing 14, a transitional flow channel 33 of this intermediate housing 14 and a turbine component positioned upstream of the transitional flow channel 33, designed as a high-pressure turbine 11 in the exemplary embodiment shown.
  • FIG. 3 shows the cooling air flow channel 19 from the radially outward direction the transitional flow channel 33 opens, namely upstream of support ribs 15 which are positioned in the transitional flow channel 33.
  • the cooling air flow channel 19 is thereby limited in sections by the front edge 34 of the intermediate housing 14.
  • the transitional flow channel 33 is bounded radially inwardly by a stator-side boundary wall 23 and also radially on the outside by a stator-side boundary wall 24.
  • a boundary wall 25 of the high-pressure turbine 11 adjoins the rotor 10 of the high-pressure turbine 11 radially on the outside.
  • the radially outer boundary wall 24 of the transition flow channel 33 can be located at least in a section upstream of the support ribs 15 be provided with a circumferentially changing contour.
  • the radially outer boundary wall 24 of the transitional flow channel 33 at least in a transition section between the front edge 34 of the intermediate housing 14 and the transitional flow channel 33 has a circumferentially changing contour.
  • this circumferentially changing contour of the radially outer boundary wall 24 of the transition flow channel 33 can also extend into a region downstream of the leading edges 16 of the support ribs 15, FIG. 3 showing two contours formed at different circumferential positions u / t 24 and 24 'for the radially outer boundary wall of the transitional flow channel 33 shows.
  • the radially outer boundary wall 24 of the transition flow channel 33 has in the inlet region of the transition flow channel 33 upstream of the leading edges 16 of the support ribs 15 via a boundary wall section or boundary wall 26 with a minimum radius of curvature and thus maximum curvature.
  • the contour of the radially outer boundary wall 24 of the transition flow channel 33 changes in the circumferential direction, u or u / t such that an axial position (axial direction x) and / or a radial position (radial direction r) of the boundary wall section or boundary wall point 26 with minimal Radius of curvature in the circumferential direction u or ut changed.
  • both the axial position and the radial position of the boundary wall point 26 change with a minimum radius of curvature.
  • the axial position of the boundary wall 26 with minimal radius of curvature changes in the circumferential direction u or u / t such that approximately at the circumferential position of the leading edges 16 of the support ribs 15 this boundary wall 26 in the axial direction x maximum upstream and approximately in a circumferential position half pitch between two adjacent supporting ribs in the axial direction x offset or positioned downstream of maximum. Between these maximum upstream and downstream from axial positions, the axial position of the boundary wall point 26 changes continuously or continuously in the circumferential direction.
  • the radial position of the boundary wall 26 with minimal radius of curvature changes in the circumferential direction u or u / t such that approximately at the circumferential position of the leading edges 16 of the support ribs 15 of this boundary wall 26 in the radial direction r maximum radially outward and approximately in a circumferential position half pitch between two adjacent support ribs 15 in the radial direction r is offset or positioned maximally radially inward. Between these maximum radially inner and radially outer radial positions, the radial position of the boundary wall point 26 changes continuously or continuously in the circumferential direction.
  • FIG. 3 of the radially outer boundary wall of the transition flow channel 33 corresponds to the contour thereof approximately at the circumferential position of a front edge 16 of a support rib 1, whereas the contour shown in Fig. 3 24 'of the same contour approximately in a circumferential position Division between two adjacent support ribs 15 corresponds. Further details regarding the offset of the axial position and the radial position of the boundary wall point 26 with a minimum radius of curvature in the circumferential direction u or u / t are described below with reference to FIG. 4. In Fig. 4 is on the horizontal axis an absolute value ⁇ / X K S between the axial distance ⁇ (see Fig.
  • the region 28 of FIG. 4 visualizes a preferred range of validity for the ratio ⁇ / XKS and / or Ar / x ⁇ s changing in the circumferential direction u or ut and thus the offset of the axial position u and u / t changing in the circumferential direction u or u / t / or the radial position of the boundary wall 26 with a minimum radius of curvature.
  • the ratios Ax / x K s and ⁇ / XS are up to 40%.
  • the ratio changes in the circumferential direction u or u / t
  • the curve 29 within the range 28 visualizes the preferred circumferentially varying ratio AX / XS and thus the circumferentially varying offset of the axial position of the minimum crimp radius limiting wall point 26, where the offset of the axial position is in the range of half Division between two adjacent support ribs is the largest and the ratio ⁇ / ⁇ ⁇ 5 is about 20%.
  • the curve 30 within region 28 illustrates the preferred circumferentially varying ratio Ar / x K s and thus the circumferentially varying offset of the radial position of the boundary wall 26 with minimum radius of curvature, with approximately half pitch between adjacent support ribs
  • Ratio ⁇ KS is about 2.5% and the offset of the radial position in the region of half pitch between two adjacent support ribs is the largest.
  • the offset of the axial position of the boundary wall 26 having the minimum radius of curvature and the offset of the radial position of the boundary wall 26 having the minimum radius of curvature and the above ratios Ax / x K s and Ar / x K s respectively change continuously and continuously preferably not linear.
  • FIG. 5 visualizes the effect of contouring the radially outer boundary wall 24 of the transition flow channel 33, FIG. 5 showing on the horizontally extending axis a ratio (pp m ) / pm between the difference (pp m ) of the static pressure p of FIG Gas flow is plotted in the transitional flow channel 14 and the mean value p m of this static pressure and the mean value p m , and wherein on the vertical axis, the dimensionless circumferential direction u / t is plotted.
  • the curve 31 of FIG. 5 corresponds to a self-adjusting according to the prior art, the course of the ratio (pp m) / p m, and the curve 32 the self-adjusting according to the invention the course of the ratio (pp m) / p m. 5, it can be seen that with the invention, an improved, uniform pressure profile of the static pressure in the circumferential direction can be provided, whereby the formation of a secondary flow in the mouth portion of thede Kunststoffströ- mung 19 in the transitional flow channel 33 can be effectively counteracted. Thereby, an unhindered entry of the cooling air flow into the transitional flow channel 3 can be ensured, whereby the efficiency of the flow machine can be improved. Furthermore, the flow in the transitional flow passage 33 between adjacent support ribs 15 can be improved.

Landscapes

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

Abstract

Zwischengehäuse (14), insbesondere von Turbinen (11, 13) eines Gastriebwerks, mit einer radial innen liegenden Begrenzungswand (23) und mit einer radial außen liegenden Begrenzungswand (24, 24'), mit einem Übergangsströmungskanal (33), der durch die Begrenzungswände (23, 24, 24') gebildet ist und in dem mindestens eine Stützrippe (15) positioniert ist, die eine Vorderkante (16), eine Hinterkante (17) sowie sich zwischen der Vorderkante (16) und der Hinterkante (17) erstreckende, eine den Übergangsströmungskanal (33) durchströmende Gasströmung führende Seitenwände (18) aufweist, wobei die radial außen liegende Begrenzungswand (24) zumindest in einem Abschnitt stromaufwärts der Stützrippe (15) eine sich in Umfangsrichtung verändernde Kontur aufweist.

Description

ZWISCHENGEHÄUSE EINER GASTURBINE MIT EINER AUSSEN LIEGENDEN BEGRENZUNGSWAND WELCHES STROMAUFWÄRTS EINER STÜTZRIPPE EINE IN UMFANGRICHTUNG VERÄNDERNDE KONTUR AUFWEIST ZUR VERRINGERUNG DER SEKUNDÄRSTRÖMUNGSVERLUSTE
Die Erfindung betrifft ein Zwischengehäuse, insbesondere von Turbinen eines Gastriebwerks, nach dem Oberbegriff des Patentanspruchs 1.
Eine mehrwellige Strömungsmaschine wie zum Beispiel ein mehrwelliges Gastriebwerk verfügt über mehrere Verdichterkomponenten, mindestens eine Brennkammer und mehrere Turbinenkomponenten. So verfugt ein zwei welliges Gastriebwerk über einen Niederdruckverdichter, einen Hochdruckverdichter, mindestens eine Brennkammer, eine Hochdruck- turbine sowie eine Niederdruckturbine. Ein dreiwelliges Gastriebwerk verfugt über einen Niederdruckverdichter, einen Mitteldruckverdichter, einen Hochdruckverdichter, mindestens eine Brennkammer, eine Hochdruckturbine, eine Mitteldmckturbine und eine Niederdruckturbine. Fig. 1 zeigt einen stark schematisierten Ausschnitt aus einem mehrwelligen Gastriebwerk im Bereich eines Rotors 10 einer Hochdruckturbine 11 sowie eines Rotors 12 einer Niederdruckturbine 13. Zwischen der Hochdruckturbine 11 und der Niederdruckturbine 13 erstreckt sich ein Zwischengehäuse 14 mit einem Übergangströmungskanal 33, um die Strömung, welche die Hochdruckturbine 11 verläset, der Niederdruckturbine 13 zuzuführen, wobei im Übergangsströmungskanal 33 mindestens eine Stützrippe 15 positioniert ist.
Bei der Stützrippe 15 handelt es sich um ein statorseitiges Bauteil, welches die den Übergangsströmungskanal 33 durchströmende Strömung führt. Eine solche Strömungsfuhrende Stützrippe 15 verfügt über eine Vorderkante 16, die auch als Strömungseintrittskante be- zeichnet wird, über eine Hinterkante 17, die auch als Strömungsaustrittskante bezeichnet wird, und über Seitenwände 18.
In den Übergangströmungskanal 33 kann (siehe Fig. 1) stromaufwärts der Stützrippen 15 im Bereich eines Eintritts in den Übergangsströmungskanal 33 bzw. im Bereich einer Vor- derkante 34 des Zwischengehäuses 14 radial außen in denselben eine Kavität 19 münden, durch die in geringem Maße Kühlluft 21a austreten kann, die sich mit der die Hochdruck-
BESTÄTIGUNGSKOPIE turbine 11 verlassenden Gasströmung 20 vermischt. Diese Kavität 19 befindet sich zwischen den NDT-Gehäuse und dem Zwischengehäuse 14, die mit einer Dichtung 21 c abgedichtet wird. Durch diese Dichtung 21c fließt nur eine schwache Leckage Strömung 21b, da das NDT-Gehäuse und das Zwischengehäuse 14 nicht fest miteinander verbunden werden können.
Um den Eintritt der Leckage 21a in den Übergangsströmungskanal 33 zu ermöglichen und ein Einströmen der Gasströmung 20 über die Kavität 19 zu verhindern, liegt der statische Druck der Gasströmung 20 im Bereich des Eintritts in die Kavität 19 unterhalb des Drucks der Kühlluft 21b im Sekundärluftbereich 21d außerhalb des Ringraumes.
Wie Fig. 2 entnommen werden kann, stellt sich bei der aus dem Stand der Technik gemäß Fig. 1 bekannten Strömungsmaschine stromaufwärts der Vorderkanten 16 der Stützrippen 15 in Folge einer Verblockung der den Übergangsströmungskanal 33 durchströmenden Gasströmung auf Umfangspositionen, auf welchen die Stützrippen positioniert sind, ein Druckanstieg +Δρ des statischen Drucks ein, wohingegen sich gemäß Fig. 2 auf Umfangspositionen zwischen benachbarten Stützrippen 15 ein Druckabfall -Δρ des statischen Drucks einstellt. In Fig. 2 ist eine dimensionslose Umfangsrichtung u/t gezeigt, wobei t der Stützrippenteilung in Umfangsrichtung u entspricht.
Die in Fig. 2 durch gestrichelte Linien dargestellten Druckfelder des Druckanstiegs +Δρ auf der Umfangsposition der Stützrippen 1 und des Druckabfalls -Δρ auf der Umfangspo- sition zwischen benachbarten Stützrippen 15 jeweils stromaufwärts der Vorderkanten 16 der Stützrippen 15 reicht in die Kavität 19 hinein, sodass sich im Mündungsbereich der Kavität 19 und im Übergangsströmungskanal 33 eine verlustbehaftete Sekundärströmung 22 ausbildet, Weiter führt die Druckschwankung gemäß Fig. 2 in der Kavität zu einem höheren Druckgefälle zwischen der Gasströmung 20 und der Kühllüftströmung 21b, was letztendlich die Leckage erhöht und zu einem verschlechterten Wirkungsgrad der Strömungsmaschine führt. Hiervon ausgehend liegt der vorliegenden Erfindung das Problem zu Grunde, ein Zwischengehäuse zu schaffen, mit Hilfe dessen der Wirkungsgrad gesteigert werden kann.
Dieses Problem wird durch ein Zwischengehäuse gemäß Anspruch 1 gelöst.
Erfindungsgemäß weist die radial außen liegende Begrenzungswand zumindest in einem Abschnitt stromaufwärts der Stützrippe eine sich in Umfangsrichtung verändernde Kontur auf.
Mit der Erfindung ist es möglich, der Ausbildung der sich nach dem Stand der Technik im Kühlluftströmungskanal einstellenden, verlustbehafteten Sekundärströmung effizient entgegen zu wirken. Da mit einem geringeren Druckgefälle zwischen der Gasströmung und der Kühlluftströmung gearbeitet werden kann, kann der Wirkungsgrad gegenüber dem Stand der Technik verbessert werden.
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, ausschnitts weisen Längsschnitt durch eine aus dem
Stand der Technik bekannte Strömungsmaschine im Bereich eines Zwischengehäuses und damit Strömungskanals zwischen zwei Turbinenkomponenten; Fig. 2 einen Ausschnitt aus der Anordnung der Fig. 1 in radialer Blickrichtung;
Fig. 3 einen stark schematisierten, ausschnittsweisen Längsschnitt durch eine Strö- mungsmaschine im Bereich eines erfindungsgemäßen Zwischengehäuses, das zwischen zwei Turbinenkomponenten positioniert ist;
Fig. 4 ein Diagramm zur Verdeutlichung der Erfindung; und
Fig. 5 ein weiteres Diagramm zur Verdeutlichung der Erfindung.
Die hier vorliegende Erfindung betrifft den Bereich mehrwelliger Strömungsmaschinen, insbesondere mehrwelliger Gastriebwerke, mit mehreren Verdichterkomponenten sowie mehreren Turbinenkomponenten. Der grundsätzliche Aufbau einer solchen Strömungsmaschine ist dem hier angesprochenen Fachmann geläufig und wurde bereits im Zusammenhang mit Fig. 1 beschrieben. Die hier vorliegende Erfindung betrifft nun Details eines Zwischengehäuses 14 einer derartigen Strömungsmaschine, mithilfe derer der Eintritt einer in einem ühlluftströmungska- nal 19 geführten Kühlluftströmung in die vom Übergangsströmungskanal 33 des Zwischengehäuses 14 geführte Gasströmung verbessert werden kann, nämlich in einem Eintrittsbereich des Übergangsströmungskanals 33 stromaufwärts von im Übergangsströ- mungskanal 33 positionierten Stützrippen 15.
Die Erfindung ist sowohl bei einem Zwischengehäuse 14 einer zweiwelligen Strömungsmaschine, das sich zwischen einer Hochdruckturbine 11 sowie eine Niederdruckturbine 13 erstreckt, als auch bei einem Zwischengehäuse einer dreiwelligen Strömungsmaschine, das sich zwischen einer Hochdruckturbine und einer Mitteldruckturbine oder zwischen einer Mitteldruckturbine und einer Niederdruckturbine erstreckt, einsetzbar.
Fig. 3 zeigt einen Ausschnitt aus einer Strömungsmaschine im Bereich eines Zwischengehäuses 14, eines Übergangsströmungskanals 33 dieses Zwischengehäuses 14 und einer stromaufwärts des Übergangsströmungskanals 33 positionierten, im gezeigten Ausführungsbeispiel als Hochdruckturbine 11 ausgebildeten Turbinenkomponente, wobei gemäß Fig. 3 der Kühlluftströmungskanal 19 von radial außen in den Übergangsströmungskanal 33 mündet, nämlich stromaufwärts von Stützrippen 15, die im Übergangsströmungskanal 33 positioniert sind. Der Kühlluftströmungskanal 19 wird dabei von der Vorderkante 34 des Zwischengehäuses 14 abschnittsweise begrenzt.
Der Übergangsströmungskanal 33 wird radial innen von einer statorseitigen Begrenzungswand 23 und radial außen ebenfalls von einer statorseitigen Begrenzungswand 24 begrenzt. An den Rotor 10 der Hochdruckturbine 11 grenzt radial außen eine Begrenzungswand 25 der Hochdruckturbine 11 an. Um nun einen ungehinderten Eintritt der vom Kühlluftströmungskanal 19 geführten Kühlluft in die die Hochdruckturbine 11 verlassende und vom Übergangsströmungskanal 33 des Zwischengehäuses 14 geführte Gasströmung zu ermöglichen, kann die radial außen liegen- de Begrenzungs wand 24 des Übergangsströmungskanals 33 zumindest in einem Abschnitt stromaufwärts der Stützrippen 15 mit einer sich in Umfangsrichtung verändernden Kontur versehen sein.
Vorzugsweise weist die radial außen liegende Begrenzungswand 24 des Übergangsströ- mungskanals 33 zumindest in einem Übergangsabschnitt zwischen der Vorderkante 34 des Zwischengehäuses 14 und dem Übergangsströmungskanals 33 eine sich in Umfangsrichtung verändernde Kontur auf.
Diese sich in Umfangsrichtung verändernde Kontur der radial außen liegenden Begren- zungswand 24 des Übergangsströmungskanals 33 kann sich gemäß Fig. 3 auch bis in einen Bereich stromabwärts der Vorderkanten 16 der Stützrippen 15 erstrecken, wobei Fig. 3 zwei an unterschiedlichen Umfangpositionen u/t ausgebildete Konturen 24 und 24' für die radial äußere Begrenzungs wand des Übergangsströmungskanals 33 zeigt. Die radial außen liegende Begrenzungswand 24 des Übergangsströmungskanals 33 verfugt im Eintrittsbereich des Übergangsströmungskanals 33 stromaufwärts der Vorderkanten 16 der Stützrippen 15 über einen Begrenzungs wandabschnitt bzw. Begrenzungswandpunkt 26 mit minimalem Krümmungsradius und demnach maximaler Krümmung. Die Kontur der radial außen liegenden Begrenzungswand 24 des Übergangsströmungskanals 33 verändert sich dabei in Umfangsrichtung, u bzw. u/t derart, dass sich eine Axialposition (Axialrichtung x) und/oder einer Radialposition (Radialrichtung r) des Begrenzungswandabschnitts bzw. Begrenzungswandpunkts 26 mit minimalem Krümmungsradius in Umfangsrichtung u bzw. u t verändert. Vorzugsweise verändert sich in Umfangsrichtung sowohl die Axialposition als auch die Radialposition des Begrenzungswandpunkts 26 mit minimalem Krümmungsradius. In einer vereinfachten Ausfuhrung der Erfindung ist es jedoch auch möglich, dass sich ausschließlich die Axialposition oder ausschließlich die Radialposition dieses Begrenzungswand- punkts 26 in Umfangsrichtung verändert.
Die Axialposition des Begrenzungswandpunkts 26 mit minimalem Krümmungsradius verändert sich in Umfangsrichtung u bzw. u/t derart, dass in etwa auf der Umfangsposition der Vorderkanten 16 der Stützrippen 15 dieser Begrenzungswandpunkt 26 in Axialrichtung x maximal stromaufwärts und in etwa auf einer Umfangsposition halber Teilung zwischen zwei benachbarten Stützrippen in Axialrichtung x maximal stromabwärts versetzt bzw. positioniert ist. Zwischen diesen maximalen stromaufwärtigen und stromab wältigen Axialpositionen verändert sich die Axialposition des Begrenzungswandpunkts 26 in Umfangsrichtung kontinuierlich bzw. stetig.
Die Radialposition des Begrenzungswandpunkts 26 mit minimalem Krümmungsradius verändert sich in Umfangsrichtung u bzw. u/t derart, dass in etwa auf der Umfangsposition der Vorderkanten 16 der Stützrippen 15 dieser Begrenzungswandpunkt 26 in Radialrichtung r maximal nach radial außen und in etwa auf einer Umfangsposition halber Teilung zwischen zwei benachbarten Stützrippen 15 in Radialrichtung r maximal nach radial innen versetzt bzw. positioniert ist. Zwischen diesen maximalen radial inneren und radial äußeren Radialpositionen verändert sich die Radialposition des Begrenzungswandpunkts 26 in Umfangsrichtung kontinuierlich bzw. stetig. Die in Fig. 3 gezeigte Kontur 24 der radial äußeren Begrenzungswand des Übergangsströmungskanals 33 entspricht der Kontur derselben in etwa auf der Umfangsposition einer Vorderkante 16 einer Stützrippe 1 , wohingegen die in Fig. 3 gezeigte Kontur 24' der Kontur derselben in etwa auf einer Umfangsposition halber Teilung zwischen zwei benachbarten Stützrippen 15 entspricht. Weitere Details hinsichtlich des Versatzes der Axialposition sowie Radialposition des Begrenzungswandpunkts 26 mit minimalem Krümmungsradius in Umfangsrichtung u bzw. u/t werden nachfolgend unter Bezugnahme auf Fig. 4 beschrieben. In Fig. 4 ist auf der horizontal verlaufenden Achse ein betragsmäßiges Verhältnis ΔΧ/XKS zwischen dem Axialabstand Δχ (siehe Fig. 3) der stromabwärtigen Axialposition und der maximal stromaufwärtigen Axialposition des Begrenzungswandpunkts 26 mit minimalem Krümmungsradius und dem Axialabstand KS (siehe Fig. 3) eines stromabwärtigen Endes 27 der radial außenliegenden Begrenzungswand 25 der stromaufwärts des Übergangskanals 33 positionierten Turbinenkomponente 11 und der Vorderkante 16 der Stützrippen 15 aufgetragen. Weiterhin ist in Fig. 4 auf der horizontal verlaufenden Achse ein betragsmäßiges Verhältnis ΔΓ/XKS zwischen dem Radialabstand Ar (siehe Fig. 3) der maximal radial äußeren Radialposition und der radial inneren Radialposition des Begrenzungswandpunkts 26 mit minimalem Krümmungsradius und diesem Axialabstand xKs aufgetragen. Wie bereits erwähnt, entspricht S (siehe Fig. 3) dem Abstand zwischen dem stromabwärtigen Ende 27 der radial außenliegenden Begrenzungswand 25 der Hochdruckturbine 11 und der Vorderkante 16 der Stützrippen 15.
Auf der vertikal verlaufenden Achse ist in Fig. 4 die dimensionslose Umfangsrichtung u t aufgetragen, wobei auf den Umfangspositionen u/t=0 und u/t=l jeweils eine Vorderkante 16 einer Stützrippe 15 positioniert ist, und wobei eine Umfangsposition u/t-0.5 einer Um- fangsposition in der Mitte zwischen zwei benachbarten Stützrippen 15 entspricht.
So kann Fig. 4 entnommen werden, dass sich die Verhältnisse ΔΧ/X S und ΔΓ/X S in dimen- sionsloser Umfangsrichtung u/t gesehen zwischen zwei benachbarten Stützrippen 15 kontinuierlich verändern, wobei auf der Umfangsposition u/t=0.5 von in etwa halber Teilung zwischen zwei benachbarten Stützrippen 15 das Verhältnis ΔΧ/XKS und damit der Versatz der Axialposition des Begrenzungswandpunkts 26 mit minimalem Krümmungsradius nach stromabwärts sowie das Verhältnis ΔΓ/XKS und damit der Versatz der Radialposition des Begrenzungswandpunkts 26 mit minimalem Krümmungsradius nach radial innen am größten sind, und in etwa auf den Umfangspositionen u/t=0 und u/t=l, auf denen die Vorder- kanten 16 der Stützrippen 15 positioniert sind, diese Verhältnisse und damit Versätze am Kleinsten sind.
Der Bereich 28 der Fig. 4 visualisiert einen bevorzugten Gültigkeitsbereich für das sich in Umfangsrichtung u bzw. u t verändernde Verhältnis ΔΧ/XKS und/oder Ar/x^s und damit den sich in Umfangsrichtung u bzw. u/t verändernden Versatz der Axialposition und/oder der Radialposition des Begrenzungswandpunkts 26 mit minimalem Krümmungsradius.
Die Verhältnisse Ax/xKs und ΔΓ/X S betragen bis zu 40%.
Die Verhältnisse A /xKs und Ar/xus betragen auf der Umfangsposition u/t=0.5 von in etwa halber Teilung zwischen zwei Stützrippen 15 maximal 40% und minimal 2%. Die Verhältnisse ΔΧ/X S und ΔΓ/X S betragen auf den Umfangspositionen u/t=0 und u/t=l 0%. Dazwischen verändern sich diese Verhältnisse ΔΧ/XKS und Ar/xKs kontinuierlich, steig und vor- zugsweise nicht linear.
Insbesondere beträgt das sich in Umfangsrichtung u bzw. u/t verändernde Verhältnis
ΔΧ/X S auf der Umfangsposition u/t=0.5 von in etwa halber Teilung zwischen zwei Stützrippen 15 insbesondere zwischen 2% und 25%.
Das sich in Umfangsrichtung u bzw. u/t verändernde Verhältnis Ar/xKs beträgt auf der Umfangsposition u/t=0.5 von in etwa halber Teilung zwischen zwei Stützrippen 15 insbesondere zwischen 2% und 5%. Die Kurve 29 innerhalb des Bereichs 28 visualisiert das bevorzugte, sich in Umfangsrichtung verändernde Verhältnis AX/X S und damit den sich in Umfangsrichtung verändernden Versatz der Axialposition des Begrenzungswandpunkts 26 mit minimalem Kriirnmungsra- dius, wobei gemäß der Kurve 29 der Versatz der Axialposition im Bereich halber Teilung zwischen zwei benachbarten Stützrippen am Größten ist und das Verhältnis Δχ/χΚ5 in etwa 20% beträgt. Die Kurve 30 innerhalb des Bereichs 28 verdeutlicht das bevorzugte, sich in Umfangsrich- tung verändernde Verhältnis Ar/xKs und damit den sich in Umfangsrichtung verändernden Versatz der Radialposition des Begrenzungswandpunkts 26 mit minimalem Krümmungsradius, wobei bei in etwa halber Teilung zwischen benachbarten Stützrippen das Verhältnis ΔΓ KS in etwa 2.5% beträgt und der Versatz der Radialposition im Bereich halber Teilung zwischen zwei benachbarten Stützrippen am Größten ist.
In Umfangsrichtung gesehen verändern sich der Versatz der Axialposition des Begrenzungswandpunkts 26 mit minimalem Krümmungsradius und der Versatz der Radialpositi- on des Begrenzungswandpunkts 26 mit minimalem Krümmungsradius bzw. die obigen Verhältnisse Ax/xKs und Är/xKs jeweils kontinuierlich bzw. stetig und vorzugsweise nicht linear.
Fig. 5 visualisiert den Effekt der erfmdungsgemäßen Konturierung der radial außen liegen- den Begrenzungswand 24 des Übergangsströmungskanals 33 wobei in Fig. 5 auf der horizontal verlaufenden Achse ein Verhältnis (p-pm)/pm zwischen der Differenz (p-pm) des statischen Drucks p der Gasströmung im Übergangsströmungskanal 14 und dem Mittelwert pm dieses statischen Drucks und dem Mittelwert pm aufgetragen ist, und wobei auf der vertikal verlaufenden Achse die dimensionslose Umfangsrichtung u/t aufgetragen ist.
Die Kurve 31 der Fig. 5 entspricht einem sich nach dem Stand der Technik einstellenden Verlauf des Verhältnisses (p-pm)/pm und die Kurve 32 dem sich nach der Erfindung einstellenden Verlauf des Verhältnisses (p-pm)/pm. Fig. 5 kann entnommen werden, dass mit der Erfindung ein verbesserter, gleichförmiger Druckverlauf des statischen Drucks in Umfangsrichtung bereitgestellt werden kann, wodurch der Ausbildung einer Sekundärströmung im Mündungsabschnitt des Kühlluftströ- mungskanals 19 in den Übergangsströmungskanal 33 effektiv entgegengewirkt werden kann. Dadurch kann ein ungehinderter Eintritt der Kühlluftströmung in den Übergangs- Strömungskanal 3 gewährleistet werden, wodurch der Wirkungsgrad der Strömungsma- schine verbessert werden kann. Weiterhin kann die Strömung im Übergangsströmungskanal 33 zwischen benachbarten Stützrippen 15 verbessert werden.

Claims

Patentansprüche
1. Zwischengehäuse (.14), insbesondere von Turbinen (11, 13) eines Gastriebwerks, mit einer radial innen liegenden Begrenzungswand (23) und mit einer radial außen liegenden Begrenzungswand (24, 24'), mit einem Übergangsströmungskanal (33), der durch die Begrenzungswände (23, 24, 24') gebildet ist und in dem mindestens eine Stützrippe (15) positioniert ist, die eine Vorderkante (16), eine Hinterkante (17) sowie sich zwischen der Vorderkante (16) und der Hinterkante (17) erstreckende, eine den Übergangsströmungskanal (33) durchströmende Gasströmung f hrende Seitenwände (18) aufweist, dadurch gekennzeichnet, dass die radial außen liegende Begrenzungswand (24) zumindest in einem Abschnitt stromaufwärts der Stützrippe (15) eine sich in Umfangsrichtung verändernde Kontur aufweist.
2. Zwischengehäuse (14) nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die radial außen liegende Begrenzungswand (24) des Übergangsströmungskanals (33) zumindest in einem Übergangsabschnitt zwischen einer Vorderkante (34) des Zwischengehäuses (14) und dem Übergangsströmungskanals (33) eine sich in Umfangsrichtung verändernde Kontur aufweist.
3. Zwischengehäuse (14) nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass sich die Kontur der radial außen liegenden Begrenzungswand (24) derart verändert, dass sich eine Axialposition eines Begrenzungswandabschnitts bzw. eines Begrenzungswandpunkts (26) mit minimalem Kmrnmungsradius in Umfangsrichtung verändert.
4. Zwischengehäuse (14) nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass sich die Kontur der radial außen liegenden Begrenzungswand (24) derart verändert, dass sich eine Radialposition eines Begrenzungswandabschnitts bzw. eines Begrenzungswandpunkts (26) mit minimalem Krümmungsradius in Umfangsrichtung verändert.
5. Zwischengehäuse (14) nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass sich die Kontur der radial außen liegenden Begrenzungswand (24) derart verändert, dass sich eine Axialposition und eine Radialposition eines Begrenzungswandabschnitts bzw. eines Begrenzungswandpunkts (26) mit minimalem Krümmungsradius in Umfangsrichtung verändert.
Zwischengehäuse (14) nach Anspruch 3 oder 5, dadurch gekennzeichnet, dass sich die Axialposition des Begrenzungswandabschnitts bzw. Begrenzungswandpunkts (26) mit minimalem -rümmungsradius in Umfangsrichtung derart verändert, dass in etwa auf der Um- fangsposition von Vorderkanten (16) der Stützrippen (15) dieser Begrenzungswandpunkt (26) maximal stromaufwärts und in etwa auf einer Umfangsposition halber Teilung zwischen zwei benachbarten Stützrippen maximal stromabwärts positioniert ist.
Zwischengehäuse (14) nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, dass ein betragsmäßiges Verhältnis zwischen dem Axialabstand der strömabwärtigen und der maximal stromauf- wärtigen Axialposition des Begrenzungswandpunkts (26) mit minimalem Krümmungsradius und dem Axialabstand eines strömabwärtigen Endes (27) einer radial außen liegenden Begrenzungswand (25) einer stromaufwärts des Übergangsströmungskanals (33) positionierten Turbinenkomponente (11) und der Vorderkante (16) der Stützrippen (15) bis zu 40% beträgt.
Zwischengehäuse (14) nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, dass das Verhältnis bis zu 25% beträgt.
Zwischengehäuse (14) nach Anspruch 4 oder 5, dadurch gekennzeichnet, dass sich die Radialposition des Begrerizungswandabschnitts bzw. Begrenzungswandpunkts (26) mit minimalem Krümmungsradius in Umfangsrichtung derart verändert, dass in etwa auf der Umfangsposition von Vorderkanten (16) der Stützrippen (15) dieser Begrenzungswandpunkt (26) maximal radial außen und in etwa auf einer Umfangsposition halber Teilung zwischen zwei benachbarten Stützrippen maximal radial innen positioniert ist.
Zwischengehäuse (14) nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, dass ein betragsmäßiges Verhältnis zwischen dem Radilabstand der maximal radial äußeren und der radial inneren Radialposition des Begrenzungswandpunkts (26) mit minimalem Krümmungsradius und dem Axialabstand zwischen einem strömabwärtigen Ende (27) einer radial außen liegenden Gehäusewand (25) einer stromaufwärts des Übergangsströmungskanals (33) positionierten Turbinenkomponente (11) und der Vorderkante (16) der Stützrippen (15) bis zu 40% beträgt.
11. Zwischengehäuse (14) nach einem oder mehreren der Ansprüche 1 bis 8, dadurch gekennzeichnet, dass das Verhältnis bis zu 5% beträgt.
EP12716196.6A 2011-01-19 2012-01-16 Zwischengehäuse einer Gasturbine mit einer aussen liegenden Begrenzungswand welche stromaufwärts einer Stützrippe eine in Umfangrichtung verändernde Kontur aufweist zur Verringerung der Sekundärströmungsverluste Active EP2665896B1 (de)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE102011008812A DE102011008812A1 (de) 2011-01-19 2011-01-19 Zwischengehäuse
PCT/DE2012/000032 WO2012097798A1 (de) 2011-01-19 2012-01-16 Zwischengehäuse einer gasturbine mit einer aussen liegenden begrenzungswand welches stromaufwärts einer stützrippe eine in umfangrichtung verändernde kontur aufweist zur verringerung der sekundärströmungsverluste

Publications (2)

Publication Number Publication Date
EP2665896A1 true EP2665896A1 (de) 2013-11-27
EP2665896B1 EP2665896B1 (de) 2015-06-10

Family

ID=45999502

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP12716196.6A Active EP2665896B1 (de) 2011-01-19 2012-01-16 Zwischengehäuse einer Gasturbine mit einer aussen liegenden Begrenzungswand welche stromaufwärts einer Stützrippe eine in Umfangrichtung verändernde Kontur aufweist zur Verringerung der Sekundärströmungsverluste

Country Status (4)

Country Link
US (1) US9382806B2 (de)
EP (1) EP2665896B1 (de)
DE (1) DE102011008812A1 (de)
WO (1) WO2012097798A1 (de)

Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9598981B2 (en) * 2013-11-22 2017-03-21 Siemens Energy, Inc. Industrial gas turbine exhaust system diffuser inlet lip
EP2990600B1 (de) 2014-08-29 2017-06-07 MTU Aero Engines GmbH Gasturbinen-Baugruppe
DE102017222193A1 (de) 2017-12-07 2019-06-13 MTU Aero Engines AG Turbomaschinenströmungskanal

Family Cites Families (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE19650656C1 (de) 1996-12-06 1998-06-10 Mtu Muenchen Gmbh Turbomaschine mit transsonischer Verdichterstufe
EP1515000B1 (de) * 2003-09-09 2016-03-09 Alstom Technology Ltd Beschaufelung einer Turbomaschine mit konturierten Deckbändern
EP1760257B1 (de) * 2004-09-24 2012-12-26 IHI Corporation Wandform einer axialmaschine und gasturbinenmotor
US7179049B2 (en) 2004-12-10 2007-02-20 Pratt & Whitney Canada Corp. Gas turbine gas path contour
US8511978B2 (en) * 2006-05-02 2013-08-20 United Technologies Corporation Airfoil array with an endwall depression and components of the array
US7594405B2 (en) 2006-07-27 2009-09-29 United Technologies Corporation Catenary mid-turbine frame design
JP5283855B2 (ja) * 2007-03-29 2013-09-04 株式会社Ｉｈｉ ターボ機械の壁、及びターボ機械
ATE497087T1 (de) 2007-08-06 2011-02-15 Alstom Technology Ltd Spaltkühlung zwischen brennkammerwand und turbinenwand einer gasturbinenanlage
DE102008021053A1 (de) * 2008-04-26 2009-10-29 Mtu Aero Engines Gmbh Nachgeformter Strömungspfad einer Axialströmungsmaschine zur Verringerung von Sekundärströmung
DE102008031789A1 (de) * 2008-07-04 2010-01-07 Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. Verfahren und Vorrichtung zur Beeinflussung von Sekundärströmungen bei einer Turbomaschine
DE102008060847B4 (de) 2008-12-06 2020-03-19 MTU Aero Engines AG Strömungsmaschine
EP2248996B1 (de) * 2009-05-04 2014-01-01 Alstom Technology Ltd Gasturbine
EP2261462A1 (de) 2009-06-02 2010-12-15 Alstom Technology Ltd Turbinenstufenendwand

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
See references of WO2012097798A1 *

Also Published As

Publication number Publication date
US20130064657A1 (en) 2013-03-14
WO2012097798A1 (de) 2012-07-26
US9382806B2 (en) 2016-07-05
EP2665896B1 (de) 2015-06-10
DE102011008812A1 (de) 2012-07-19

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP2356321B1 (de) Strömungsmaschine
DE602004006922T2 (de) Leitschaufelanordnung für ein Gasturbinentriebwerk
EP0799973B1 (de) Wandkontur für eine axiale Strömungsmaschine
DE10210866C5 (de) Leitschaufelbefestigung in einem Strömungskanal einer Fluggasturbine
DE112015001237B4 (de) Abgasturbolader
DE102012000915B4 (de) Axialturbine
EP2179143B1 (de) Spaltkühlung zwischen brennkammerwand und turbinenwand einer gasturbinenanlage
EP1621733A2 (de) Strömungsstruktur für eine Gasturbine
DE102011052236A1 (de) Profilierter axial-radialer Auslassdiffusor
EP1632648B1 (de) Gasturbine mit Übergangskanal
DE102006048933A1 (de) Anordnung zur Strömungsbeeinflussung
DE102009011924A1 (de) Nebenstromkanal eines Turbofantriebwerks
DE102011054586A1 (de) Dichtungsanordnung für eine Turbomaschine
EP2140111B1 (de) Strömungsmaschine
EP3064706A1 (de) Leitschaufelreihe für eine axial durchströmte Strömungsmaschine
EP3404210A1 (de) Schaufelgittersegment für eine strömungsmaschine mit achsen-asymmetrischer plattformoberfläche, zugehörige schaufelgitter, schaufelkanal, plattform, und strömungsmaschine
CH701927B1 (de) Statoranordnung, Kompressor und Gasturbinenmotor.
DE102011055617A1 (de) Leitapparatsegment einer Turbomaschine mit integriertem Leitschaufelkranz
WO1999013199A1 (de) Schaufel für eine strömungsmaschine sowie dampfturbine
EP2665896B1 (de) Zwischengehäuse einer Gasturbine mit einer aussen liegenden Begrenzungswand welche stromaufwärts einer Stützrippe eine in Umfangrichtung verändernde Kontur aufweist zur Verringerung der Sekundärströmungsverluste
EP3495639B1 (de) Verdichtermodul für eine strömungsmaschine, das die grenzschicht in einem verdichterzwischengehäuse abbaut
DE102010044819A1 (de) Axialturbine und ein Verfahren zum Abführen eines Stroms von einer Axialturbine
EP3686396B1 (de) Leitgitter für eine strömungsmaschine
DE102019108811B4 (de) Laufschaufel einer Strömungsmaschine
EP3581760A1 (de) Schaufelblatt für eine strömungsmaschine

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: 20120823

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: A1

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 RS SE SI SK SM TR

DAX Request for extension of the european patent (deleted)
17Q First examination report despatched

Effective date: 20140623

REG Reference to a national code

Ref country code: DE

Ref legal event code: R079

Ref document number: 502012003417

Country of ref document: DE

Free format text: PREVIOUS MAIN CLASS: F01D0005140000

Ipc: F16B0037040000

RIC1 Information provided on ipc code assigned before grant

Ipc: F16B 37/04 20060101AFI20141128BHEP

Ipc: F01D 9/02 20060101ALI20141128BHEP

Ipc: F01D 5/14 20060101ALI20141128BHEP

GRAP Despatch of communication of intention to grant a patent

Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOSNIGR1

INTG Intention to grant announced

Effective date: 20150108

GRAS Grant fee paid

Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOSNIGR3

GRAA (expected) grant

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009210

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: B1

Designated state(s): 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 RS SE SI SK SM TR

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: CH

Ref legal event code: EP

REG Reference to a national code

Ref country code: AT

Ref legal event code: REF

Ref document number: 731038

Country of ref document: AT

Kind code of ref document: T

Effective date: 20150715

REG Reference to a national code

Ref country code: DE

Ref legal event code: R096

Ref document number: 502012003417

Country of ref document: DE

REG Reference to a national code

Ref country code: IE

Ref legal event code: FG4D

Free format text: LANGUAGE OF EP DOCUMENT: GERMAN

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

Ref country code: ES

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20150610

Ref country code: FI

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20150610

Ref country code: NO

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20150910

Ref country code: LT

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20150610

REG Reference to a national code

Ref country code: NL

Ref legal event code: MP

Effective date: 20150610

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

Ref country code: GR

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20150911

Ref country code: LV

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20150610

Ref country code: RS

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20150610

Ref country code: BG

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20150910

REG Reference to a national code

Ref country code: FR

Ref legal event code: PLFP

Year of fee payment: 5

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

Ref country code: EE

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20150610

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

Ref country code: PT

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20151012

Ref country code: SK

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20150610

Ref country code: PL

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20150610

Ref country code: CZ

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20150610

Ref country code: RO

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

Effective date: 20150610

Ref country code: IS

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20151010

REG Reference to a national code

Ref country code: DE

Ref legal event code: R097

Ref document number: 502012003417

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

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

Ref country code: DK

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20150610

Ref country code: IT

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20150610

26N No opposition filed

Effective date: 20160311

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

Ref country code: BE

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

Effective date: 20160131

Ref country code: SI

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20150610

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

Ref country code: LU

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20160116

REG Reference to a national code

Ref country code: CH

Ref legal event code: PL

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

Ref country code: MC

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20150610

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

Ref country code: CH

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

Effective date: 20160131

Ref country code: LI

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

Effective date: 20160131

REG Reference to a national code

Ref country code: IE

Ref legal event code: MM4A

REG Reference to a national code

Ref country code: FR

Ref legal event code: PLFP

Year of fee payment: 6

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

Ref country code: IE

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

Effective date: 20160116

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

Ref country code: SE

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20150610

Ref country code: NL

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20150610

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

Ref country code: MT

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20150610

REG Reference to a national code

Ref country code: FR

Ref legal event code: PLFP

Year of fee payment: 7

REG Reference to a national code

Ref country code: AT

Ref legal event code: MM01

Ref document number: 731038

Country of ref document: AT

Kind code of ref document: T

Effective date: 20170116

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

Ref country code: CY

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20150610

Ref country code: SM

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20150610

Ref country code: AT

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

Effective date: 20170116

Ref country code: HU

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT; INVALID AB INITIO

Effective date: 20120116

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

Ref country code: HR

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20150610

Ref country code: MK

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20150610

Ref country code: TR

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20150610

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

Ref country code: AL

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20150610

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

Ref country code: FR

Payment date: 20230123

Year of fee payment: 12

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

Ref country code: GB

Payment date: 20230124

Year of fee payment: 12

Ref country code: DE

Payment date: 20230119

Year of fee payment: 12