EP3548704A1 - Gasturbine - Google Patents

Gasturbine

Info

Publication number
EP3548704A1
EP3548704A1 EP17822557.9A EP17822557A EP3548704A1 EP 3548704 A1 EP3548704 A1 EP 3548704A1 EP 17822557 A EP17822557 A EP 17822557A EP 3548704 A1 EP3548704 A1 EP 3548704A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
turbine blade
gas turbine
blade elements
disc
connecting means
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Withdrawn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
EP17822557.9A
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Karl Schreiber
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 EP3548704A1 publication Critical patent/EP3548704A1/de
Withdrawn legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/147—Construction, i.e. structural features, e.g. of weight-saving hollow blades
    • 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
    • F01D5/28—Selecting particular materials; Particular measures relating thereto; Measures against erosion or corrosion
    • F01D5/284—Selection of ceramic materials
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/30—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers
    • F01D5/3007—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers of axial insertion type
    • 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
    • F01D5/30—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers
    • F01D5/3084—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers the blades being made of ceramics
    • 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
    • F01D5/30—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers
    • F01D5/32—Locking, e.g. by final locking blades or keys
    • F01D5/323—Locking of axial insertion type blades by means of a key or the like parallel to the axis of the rotor
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/60—Properties or characteristics given to material by treatment or manufacturing
    • F05D2300/603—Composites; e.g. fibre-reinforced
    • F05D2300/6033—Ceramic matrix composites [CMC]
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • the invention relates to a gas turbine having the features of claim 1.
  • Gas turbines such as aircraft engines or stationary gas turbines, are thermally and mechanically highly loaded units.
  • the efficiency of a gas turbine is greatly influenced by the thermal and mechanical strength of the gas turbine.
  • It is known in the art for example from WO 2012 160819 A1, to connect the turbine blades in a form-fitting manner via a so-called fir tree root with a turbine disk.
  • This positive connection requires a considerable volume of material and significantly affects the weight and the load capacity of the gas turbine.
  • compressor designs can be estimated that - compared to an integral blisk design - about 30% of the total weight of a stage for positive engagement are needed.
  • a blisk design is not sensible and not common due to very different material requirements of turbine blade and turbine disk. There is therefore the task of adapting gas turbines to the particular conditions of use.
  • the gas turbine has at least one disc, wherein turbine blade elements are connected via connecting means with the at least one disc.
  • the connecting means are arranged in the interior of the turbine blade elements, wherein the turbine blade elements are arranged in the radial extension in a region radially above the disc, in particular in a region are arranged, which is in the operation of the gas turbine in the driving air flow.
  • the turbine blade elements have at least two zones made of different materials, wherein the at least two zones adjoin one another in particular in the radial extension and that radially below the connecting means, a zone with a pressure stress suitable material, in particular a ceramic, in particular a yittrium-stabilized zirconium oxide, is arranged and radially above the connecting means, a zone with a zugêtsgeauchem material, in particular CMSX 4, is arranged.
  • the materials can be selected according to load.
  • at least one separating line can be arranged between the at least two zones of different material in the turbine blade elements radially below the connecting means.
  • the connecting means are thus in particular in a region of the turbine blade elements, which are exposed to the hot gas flow, i. in the aerodynamically effective area (aerofoil area) of the turbine blade elements.
  • the connecting means are arranged in a region in which comparatively small masses must be transmitted.
  • the cores for the turbine blade elements can be made integrally materially from the disc. Only in a radial area, which is in operation in the hot gas stream, is the positive connection to the enveloping Aerofoil Scheme. This leads to an approx. 70% reduction in mass, which must be transferred via the form fit and to a considerable reduction of stress in the aerofoil range. tensile stresses occur only in the blade region lying radially outside the positive connection. The area lying radially below is subjected to compressive stress.
  • gap control i.e., gap distance between blade tip and surrounding housing
  • thermal and elastic expansion due to design.
  • the connecting means are arranged radially inward, radially in the middle or radially outward in the region radially above the disk, in particular in the region of the turbine blade elements, which lies in the driving air flow during operation of the gas turbine.
  • the connecting means are formed positively, non-positively and / or cohesively.
  • Non-positive connection means may have a wedge connection, in particular in the disc and / or shrink joints to achieve a frictional connection.
  • Cohesive connection means may have a laser weld between the turbine blade elements and the disk.
  • wedge elements for bracing the disc with the turbine blade elements and / or for establishing a positive connection between the disc and the turbine blade elements.
  • the material of the core is then e.g. more elastic than the material of the wedge means.
  • the wedge means pushes the core e.g. against the inside of the turbine blade elements.
  • the turbine blade elements For connecting the turbine blade elements with the cores may be arranged radially outside a welded joint.
  • the turbine blade elements may consist of two parts, whereby only in the assembly of the parts the positive connections are made.
  • the gas turbines can be designed as an aircraft engine, as a vehicle drive, as a marine propulsion or stationary gas turbine.
  • the turbine blade elements or the disc can be particularly adapted and designed for use according to at least one of claims 1 to 15.
  • FIG. 1 shows a schematic representation of a gas turbine, here an aircraft turbine
  • FIG. 2A is a horizontal sectional view through a turbine blade element
  • FIG. 2B shows a sectional view through the turbine blade element according to FIG. 2A along the line A-A;
  • Fig. 3A shows an alternative embodiment of the turbine blade element with a
  • FIG. 3B the embodiment of FIG. 3A with a driven wedge means for
  • Fig. 4A shows an alternative embodiment of the turbine blade element with a
  • FIG. 4B shows an alternative embodiment of the turbine blade element with a
  • the individual components of the gas turbine 100 are arranged one behind the other along a rotation axis or center axis M, wherein the gas turbine 100 is designed as a turbofan engine.
  • the gas turbine 100 is designed as a turbofan engine.
  • air is sucked in along an inlet direction R by means of a fan F.
  • This arranged in a fan housing FC fan F is driven by a rotor shaft S, which is rotated by a turbine TT of the gas turbine 100 in rotation.
  • the turbine TT adjoins a compressor V, which has, for example, a low-pressure compressor 11 and a high-pressure compressor 12.
  • the fan F leads the compressor V and the Bypass channel B air to.
  • the bypass channel B in this case extends around a compressor V and the turbine TT comprehensive core engine, which includes a primary flow channel for the supplied through the fan F the core engine air.
  • the air conveyed into the primary flow passage via the compressor V enters a combustion chamber section BK of the core engine in which the driving power for driving the turbine TT is generated.
  • the turbine TT has a high-pressure turbine 13, a medium-pressure turbine 14 and a low-pressure turbine 15.
  • the low-pressure turbine 15 drives the rotor shaft S and thus the fan F via the energy released during combustion in order to generate the required thrust via the air conveyed into the bypass duct B.
  • Both the air from the bypass passage B and the exhaust gases from the primary flow passage of the core engine flow through an outlet A at the end of the engine T.
  • the outlet A in this case usually has a discharge nozzle with a centrally arranged outlet cone C.
  • Both in the area of the (axial) compressor with its low-pressure compressor 1 1 and its high-pressure compressor 12 and in the area of the turbine TT known rotating blade assemblies are used around the central axis M, each having a blade row and in which the blades on a ring or disc-shaped blade carrier are provided.
  • the ring-shaped or disk-shaped blade carrier can in principle be integrally bladed and thus be manufactured in bling or blisk construction. Alternatively, the fixing of individual blades via their respective blade root on a ring-shaped or disk-shaped blade carrier is possible.
  • FIG. 2A shows a horizontal sectional view through a blade, here a turbine blade element 1.
  • the turbine blade element 1 surrounds inside a core 4, which is integrally connected to a disc 5 of the turbine TT. This can be seen in more detail in the sectional view of FIG. 2B.
  • the disc 5 has the core 4, which projects into the interior of the turbine blade element 1.
  • the connection between the disk 5 and the turbine blade element 1 takes place here via a positive connection means 2 in the interior of the turbine blade element 1.
  • the connecting means 2 in the illustrated here Embodiment, a positive locking means 3, with which the turbine blade element 1 is fixed axially and / or radially.
  • a positive connection means 2 can be combined with non-positive and / or material connection means 2.
  • the positive locking means 3 is formed here on the radially outer edge of the core 4 as a mushroom-shaped formation which forms a shoulder. In the interior of the turbine blade element 1, a corresponding projection is formed which engages with the shoulder of the positive locking means 3 on the core 4.
  • the positive locking means 3 may for example also have an undercut.
  • a typical weight for a turbine blade element 1 in an aircraft engine is between 50 and 150 g. For stationary gas turbines, the weight can be significantly higher.
  • the tip of the turbine blade elements 1 extends radially away from the write 4 away over a height H.
  • the positive connection means 2 is located approximately at half the height of the blade height or on the half of the region H1 of the turbine blade element which is exposed to the hot, driving airflow L during operation of the gas turbine.
  • the turbine blade element 1 can be divided in radial extent into two zones Z1, Z2.
  • the first zone Z1 extends from the base of the turbine blade element 1 to the positive connection means 2.
  • the second zone Z2 extends from the positive connection means 2 to the blade tip. Between the zones Z1, Z2 runs in the illustrated embodiment, a dividing line T between different materials.
  • first zone Z1 below the form-locking connection means 2 in particular, compressive stresses act, so that particularly pressure-voltage-resistant materials can be used here.
  • An example of this is, for example, ceramics, in particular a yttrium-stabilized zirconium oxide or CMC (ceramic matrix composites).
  • CMC ceramic matrix composites
  • CMSX-4 monocrystalline material
  • Hf 0.07% by weight Hf.
  • This material is particularly temperature-resistant. In principle, however, other high temperature resistant superalloys in the second zone Z2 can be used.
  • the positive connection means 2 is arranged in the illustrated embodiment substantially at half the height of the turbine blade element 1.
  • the interlocking connection means 2 may also be closer to the base, i. closer to the disc 5 or closer to the tip of the turbine blade element 1, be arranged.
  • FIG. 2B also shows that cooling air from the region of the disk 5 can enter radially in the interior of the turbine blade element 1.
  • FIG. 3A shows a detail of one embodiment of a connection between a turbine blade element 1 and a disk 5.
  • the core 4 of the disk 5 in this case has a wedge means 7 that can be driven into a corresponding gap of the core 4.
  • Fig. 3A the not yet driven position of the wedge means 7 (the core 4 then has a small cross section) is shown. In this state, the turbine blade element 1 can be plugged.
  • a driven position of the wedge means 7 is shown, that is, the cross section of the core 4 increases, so that a positive connection means 2 between the core 4 and the turbine blade element 1 is produced.
  • FIGS. 4A and 4B A further alternative embodiment is shown in FIGS. 4A and 4B.
  • the wedge means 7 is used to produce a frictional connection means 2 between the core 4 of the disc 5.
  • Fig. 4A is a sectional view is shown, in which the core 4 is shown without the bracing wedge means 7.
  • the core 4 has only a prefabricated gap (dashed lines shown here), in which the tel 7 can be used. In the position shown here, there is no connection on the side walls between the turbine blade elements 1 and the core 4.
  • Such a connection can be combined, for example, with a positive locking means 3 (as in the embodiments shown in FIGS. 3A, 3B). It is also possible to produce an integral connection alternatively or additionally.
  • the configuration according to FIGS. 3 and 4 can be produced such that sleeve-shaped turbine blade elements 1 are placed over the core 4, ie the turbine blade elements 1 are open at the radially outer end. After fitting, then the positive connection, the frictional connection and / the material connection can be made.
  • the turbine blade elements 1 are each formed closed on the radially outer edge. This can be done, for example, by welding a cover after the connection has been made, as described above. However, it is also possible for the radially outer end to remain open, so that cooling air K entering below into the turbine blade elements 1 can exit at the top. LIST OF REFERENCE NUMBERS

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Ceramic Engineering (AREA)
  • Architecture (AREA)
  • Materials Engineering (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

Die Erfindung betrifft eine Gasturbine mit mindestens einer Scheibe (5), wobei Turbinenschaufelelemente (1) über Verbindungsmittel (2) mit der mindestens einen Scheibe (5) verbunden sind, dadurch gekennzeichnet, dass die Verbindungsmittel (2) im Inneren der Turbinenschaufelelemente (1) in radialer Erstreckung der Turbinenschaufelelemente (1) in einem Bereich (H) radial oberhalb der Scheibe (5) angeordnet sind, insbesondere in einem Bereich (H1) angeordnet sind, der im Betrieb der Gasturbine (100) im antreibenden Luftstrom (L) liegt und die Turbinenschaufelelemente (1) mindestens zwei Zonen (Z1, Z2) aus unterschiedlichen Materialien aufweisen, wobei die mindestens zwei Zonen (Z1, Z2) sich insbesondere in radialer Erstreckung aneinander anschließen und dass radial unterhalb der Verbindungsmittel (2) eine Zone (Z1) mit einem druckspannungsgeeigneten Material, insbesondere einer Keramik, insbesondere einem Yittrium-stabilisierten Zirkoniumoxid, angeordnet ist und radial oberhalb der Verbindungsmittel (2) eine Zone (Z2) mit einem zugspannungsgeeignetem Material, insbesondere CMSX 4, angeordnet ist.

Description

Gasturbine
Beschreibung Die Erfindung betrifft eine Gasturbine mit den Merkmalen des Anspruchs 1 .
Gasturbinen, wie z.B. Flugzeugtriebwerke oder stationäre Gasturbinen, sind thermisch und mechanisch hoch belastete Einheiten. Der Wirkungsgrad einer Gasturbine wird in starkem Maße von der thermischen und mechanischen Belastbarkeit der Gasturbine beeinflusst. Es ist im Stand der Technik z.B. aus der WO 2012 160819 A1 bekannt, die Turbinenschaufeln formschlüssig über einen sogenannten Tannenbaumfuß mit einer Turbinenscheibe zu verbinden. Diese formschlüssige Verbindung erfordert ein erhebliches Werkstoffvolumen und beeinflusst das Gewicht und die Belastbarkeit der Gasturbine erheblich. Bei einem Vergleich mit Kompressorbauweisen kann abgeschätzt werden, dass - verglichen mit einer integralen Blisk-Bauweise - ca. 30% des Gesamtgewichtes einer Stufe für den Formschluss benötigt werden. Bis auf die Anwendung in kleinen Wellenleistungstriebwerken ist eine Blisk-Bauweise aufgrund sehr unterschiedlicher werkstofflicher Anforderungen von Turbinenschaufel und Turbinenscheibe nicht sinnvoll und auch nicht üblich. Es besteht daher die Aufgabe, Gasturbinen an die besonderen Einsatzbedingungen anzupassen.
Diese Aufgabe wird durch eine Gasturbine mit den Merkmalen des Anspruchs 1 gelöst.
Die Gasturbine weist mindestens eine Scheibe auf, wobei Turbinenschaufelelemente über Verbindungsmittel mit der mindestens einen Scheibe verbunden sind.
Die Verbindungsmittel sind im Inneren der Turbinenschaufelelemente angeordnet, wobei die Turbinenschaufelelemente in radialer Erstreckung in einem Bereich radial oberhalb der Scheibe angeordnet sind, insbesondere in einem Bereich angeordnet sind, der im Betrieb der Gasturbine im antreibenden Luftstrom liegt.
Die Turbinenschaufelelemente weisen mindestens zwei Zonen aus unterschiedlichen Materialien auf, wobei die mindestens zwei Zonen sich insbesondere in radialer Erstreckung aneinander anschließen und dass radial unterhalb der Verbindungsmittel eine Zone mit einem druckspannungsgeeigneten Material, insbesondere einer Keramik, insbesondere einem Yittrium-stabilisierten Zirkoniumoxid, angeordnet ist und radial oberhalb der Verbindungsmittel eine Zone mit einem zugspannungsgeeignetem Material, insbesondere CMSX 4, angeordnet ist.
Damit können die Materialien belastungsgerecht ausgewählt werden. Dabei kann mindestens eine Trennline zwischen den mindestens zwei Zonen unterschiedlichen Materials in den Turbinenschaufelelementen radial unterhalb der Verbindungsmittel angeordnet sein.
Die Verbindungsmittel liegen damit insbesondere in einem Bereich der Turbinenschaufelelemente, die dem heißen Gasstrom ausgesetzt sind, d.h. im aerodynamisch wirksamen Bereich (Aerofoilbereich) der Turbinenschaufelelemente. Damit sind die Verbindungsmittel in einen Bereich angeordnet, in dem vergleichsweise geringe Massen übertragen werden müssen.
Dabei können z.B. die Kerne für die Turbinenschaufelelemente integral stoffschlüssig aus der Scheibe gefertigt werden. Erst in einem Radialbereich, der sich im Betrieb im heißen Gasstrom befindet, erfolgt der Formschluss zum umhüllenden Aerofoilbereich. Das führt zu einer ca. 70% verringerten Masse, die über den Formschluss übertragen werden muss und zu einer erheblichen Spannungsreduzierung im Aerofoilbereich. Zugspannungen treten nur im radial außerhalb des Formschlusses liegende Schaufelbereich auf. Der radial unterhalb liegende Bereich ist druckspannungsbeaufschlagt.
Ein weiterer Aspekt einer solchen Bauweise ist eine verbesserte Spaltmaßkontrolle (d.h. Spaltmaß als Abstand zwischen Schaufelspitze und umgebendem Gehäuse) aufgrund konstruktionsbedingter geringerer thermischer und elastischer Ausdehnung.
In einer Ausführungsform sind die Verbindungsmittel radial innen, radial in der Mitte oder radial außen im Bereich radial oberhalb der Scheibe, insbesondere im Bereich der Turbinenschaufelelemente angeordnet sind, der im Betrieb der Gasturbine im antreibenden Luftstrom liegt.
Grundsätzlich ist es möglich, dass die Verbindungsmittel formschlüssig, kraftschlüssig und / oder stoffschlüssig ausgebildet sind.
Zur Ausbildung des formschlüssigen Verbindungsmittels können in Ausführungsformen Formschlussmittel, insbesondere Ansätze, Vorsprünge und / oder Hinterschnitte zur axialen und / oder radialen Festlegung der Turbinenschaufelelemente verwendet werden. Kraftschlüssige Verbindungsmittel können über eine Keilverbindung, insbesondere in der Scheibe und / oder Schrumpfverbindungen zur Erzielung eines Reibschlusses verfügen.
Stoffschlüssige Verbindungsmittel können über eine Laserschweißverbindung zwischen den Turbinenschaufelelementen und der Scheibe verfügen.
Auch können Keilelemente zur Verspannung der Scheibe mit den Turbinenschaufelelementen und / oder zur Herstellung eines Formschlusses zwischen der Scheibe und den Turbinenschaufelelementen. Das Material des Kerns ist dann z.B. elastischer ausgebildet als das Material des Keilmittels. Das Keilmittel drückt den Kern z.B. gegen die Innenseite der Turbinenschaufelelemente.
Zur Verbindung der Turbinenschaufelelemente mit den Kernen kann radial außen eine Schweißverbindung angeordnet sein. Die Turbinenschaufelelemente können aus zwei Teilen bestehen, wobei erst im Zusammenbau der Teile die formschlüssigen Verbindungen hergestellt werden. Die Gasturbinen können als Flugzeugtriebwerk, als Fahrzeugantrieb, als Schiffsantrieb oder stationäre Gasturbine ausgebildet sein.
Die Turbinenschaufelelemente oder die Scheibe können dabei zur Verwendung gemäß mindestens einem der Ansprüche 1 bis 15 besonders eingerichtet und ausgebildet sein.
In Zusammenhang mit den in den Figuren dargestellten Ausführungsbeispielen wird die Erfindung erläutert. Dabei zeigt Fig. 1 eine schematische Darstellung einer Gasturbine, hier eine Flugzeugturbine;
Fig. 2A eine horizontale Schnittansicht durch ein Turbinenschaufelelement;
Fig. 2B eine Schnittansicht durch das Turbinenschaufelelement gemäß Fig. 2A entlang der Linie A-A;
Fig. 3A eine alternative Ausgestaltung des Turbinenschaufelelements mit einem
Keilmittel zur Montage eines Turbinenschaufelelements; Fig. 3B die Ausgestaltung nach Fig. 3A mit einem eingetriebenen Keilmittel zur
Fixierung des Turbinenschaufelelements mittels Formschluß;
Fig. 4A eine alternative Ausgestaltung des Turbinenschaufelelement.es mit einer
Scheibe ohne Keilmittel;
Fig. 4B eine alternative Ausgestaltung des Turbinenschaufelelement.es mit einer
Scheibe mit einem Keilmittel zur Verspannung des Turbinenschaufelelement.es mit der Scheibe. Wie in Fig. 1 dargestellt, sind die einzelnen Komponenten der Gasturbine 100 entlang einer Rotationsachse oder Mittelachse M hintereinander angeordnet, wobei die Gasturbine 100 als Turbofan-Triebwerk ausgebildet ist. An einem Einlass oder Intake E der Gasturbine 100 wird Luft entlang einer Eintrittsrichtung R mittels eines Fans F angesaugt. Dieser in einem Fangehäuse FC angeordnete Fan F wird über eine Rotorwelle S angetrieben, die von einer Turbine TT der Gasturbine 100 in Drehung versetzt wird. Die Turbine TT schließt sich hierbei an einen Verdichter V an, der beispielsweise einen Niederdruckverdichter 1 1 und einen Hochdruckverdichter 12 aufweist. Der Fan F führt dem Verdichter V und dem Bypasskanal B Luft zu. Der Bypasskanal B verläuft hierbei um ein den Verdichter V und die Turbine TT umfassendes Kerntriebwerk, das einen Primärstromkanal für die durch den Fan F dem Kerntriebwerk zugeführte Luft umfasst. Die über den Verdichter V in den Primärstromkanal geförderte Luft gelangt in einen Brennkammerabschnitt BK des Kerntriebwerks, in dem die Antriebsenergie zum Antreiben der Turbine TT erzeugt wird. Die Turbine TT weist hierfür eine Hochdruckturbine 13, eine Mitteldruckturbine 14 und eine Niederdruckturbine 15 auf. Die Niederdruckturbine 15 treibt dabei über die bei der Verbrennung frei werdende Energie die Rotorwelle S und damit den Fan F an, um über die in den Bypasskanal B geförderte Luft den erforderlichen Schub zu erzeugen. Sowohl die Luft aus dem Bypasskanal B als auch die Abgase aus dem Primärstromkanal des Kerntriebwerks strömen über einen Auslass A am Ende des Triebwerks T aus. Der Auslass A weist hierbei üblicherweise eine Schubdüse mit einem zentral angeordneten Austrittskonus C auf.
Sowohl im Bereich des (Axial-) Verdichters mit seinem Niederdruckverdichter 1 1 und seinem Hochdruckverdichter 12 als auch im Bereich der Turbine TT werden bekanntermaßen um die Mittelachse M rotierende Laufschaufelbaugruppen eingesetzt, die je eine Laufschaufelreihe aufweisen und bei denen die Laufschaufeln an einem ring- oder scheibenförmigen Schaufelträger vorgesehen sind. Der ring- oder scheibenförmige Schaufelträger kann hierbei grundsätzlich integral beschaufelt sein und damit in Bling- oder Blisk-Bauweise hergestellt sein. Alternativ ist die Fixierung einzelner Laufschaufeln über ihren jeweiligen Schaufelfuß an einem ring- oder scheibenförmigen Schaufelträger möglich.
Die im Folgenden dargestellten Ausführungsformen der Erfindung beziehen sich auf die Verbindung der Laufschaufeln im Bereich der Turbine TT der Gasturbine 100.
In Fig. 2A ist eine horizontale Schnittansicht durch eine Laufschaufel, hier ein Turbinenschaufelelement 1 , dargestellt. Dabei umgibt das Turbinenschaufelelement 1 im Inneren einen Kern 4, der einstückig mit einer Scheibe 5 der Turbine TT verbunden ist. Dies ist genauer in der Schnittansicht der Fig. 2B erkennbar.
Die Scheibe 5 weist den Kern 4 auf, der in das Innere des Turbinenschaufelelement.es 1 hineinragt. Die Verbindung zwischen der Scheibe 5 und dem Turbinenschaufelelement 1 erfolgt hier über ein formschlüssiges Verbindungsmittel 2 im Inneren des Turbinenschaufelelement.es 1 . Dabei weist das Verbindungmittel 2 in der hier dargestellten Ausführungsform ein Formschlussmittel 3 auf, mit dem das Turbinenschaufelelement 1 axial und / oder radial festgelegt ist. Ein formschlüssiges Verbindungsmittel 2 kann mit kraftschlüssigen und / oder stoffschlüssigen Verbindungsmitteln 2 kombiniert werden. Das Formschlussmittel 3 ist hier am radial äußeren Rand des Kerns 4 als pilzförmige Ausformung ausgebildet, die einen Absatz ausbildet. Im Inneren des Turbinenschaufelelements 1 ist ein entsprechender Vorsprung ausgebildet, der mit dem Absatz des Formschlussmittels 3 am Kern 4 in Eingriff gelangt. Das Formschlussmittel 3 kann z.B. auch einen Hinterschnitt aufweisen.
Im Betrieb wirken auf Grund der Fliehkraft erhebliche Radialkräfte auf die Turbinenschaufelelemente 1. Die formschlüssige Verbindung 2 ist daher so ausgelegt, dass diese Radialkräfte gehalten werden. Ein typisches Gewicht für ein Turbinenschaufelelement 1 in einem Flugzeugtriebwerk liegt zwischen 50 und 150 g. Bei stationären Gasturbinen kann das Gewicht deutlich höher sein.
Die Spitze der Turbinenschaufelelemente 1 erstreckt sich radial dabei von der Schreibe 4 weg über eine Höhe H. In der hier dargestellten Ausführungsform befindet sich das formschlüssige Verbindungsmittel 2 in etwa auf der halben Höhe der Schaufelhöhe oder auf der Hälfte des Bereichs H1 des Turbinenschaufelelement.es 1 , das im Betrieb der Gasturbine dem heißen, antreibenden Luftstrom L ausgesetzt ist. Somit kann das Turbinenschaufelelement 1 in radialer Erstreckung in zwei Zonen Z1 , Z2 eingeteilt werden.
Die erste Zone Z1 erstreckt sich von der Basis des Turbinenschaufelelement.es 1 bis zum formschlüssigen Verbindungsmittel 2. Die zweite Zone Z2 erstreckt sich vom formschlüssigen Verbindungsmittel 2 bis zur Schaufelspitze. Zwischen den Zonen Z1 , Z2 verläuft in der dargestellten Ausführungsform eine Trennlinie T zwischen unterschiedlichen Materialien.
In der ersten Zone Z1 unterhalb des formschlüssigen Verbindungsmittels 2 wirken vor allem Druckspannungen, so dass hier besonders druckspannungsresistente Materialien eingesetzt werden können. Ein Beispiel dafür sind z.B. Keramiken, insbesondere ein Yittrium-stabilisiertes Zirkoniumoxid oder CMC (ceramic matrix composites). In der zweiten Zone Z2 oberhalb des formschlüssigen Verbindungsmittels 2 wird z.B. das einkristalline Material CMSX-4 verwendet. Eine typische Zusammensetzung dieser Nickel- Basislegierung ist:
6.5 Gew-% Cr,
5.6 Gew-% AI,
1 ,0 Gew-% Ti,
6.5 Gew-% Ta,
6,4 Gew-% W,
0,6 Gew-% Mo,
9.6 Gew-% Co,
3,0 Gew-% Re,
0,07 Gew-% Hf. Dieses Material ist besonders temperaturfest. Grundsätzlich können aber auch andere hochtemperaturfeste Superlegierungen in der zweiten Zone Z2 verwendet werden.
Das formschlüssige Verbindungsmittel 2 ist in der dargestellten Ausführungsform im Wesentlichen auf der halben Höhe des Turbinenschaufelelement.es 1 angeordnet. Alternativ kann das formschlüssige Verbindungsmittel 2 aber auch näher an der Basis, d.h. näher zur Scheibe 5 oder näher an der Spitze des Turbinenschaufelelements 1 , angeordnet sein.
In Fig. 2B ist ferner dargestellt, dass Kühlluft aus dem Bereich der Scheibe 5 radial nach außen in das Innere des Turbinenschaufelelements 1 eintreten kann.
In Fig. 3A ist ein Detail einer Ausführungsform einer Verbindung zwischen einem Turbinenschaufelelement 1 und einer Scheibe 5 dargestellt. Der Kern 4 der Scheibe 5 weist dabei ein Keilmittel 7 auf, dass in einen entsprechenden Spalt des Kerns 4 eintreibbar ist..
In Fig. 3A ist die noch nicht eingetrieben Stellung des Keilmittels 7 (der Kern 4 weist dann einen kleinen Querschnitt auf) dargestellt. In diesem Zustand ist das Turbinenschaufelelement 1 aufsteckbar.
In Fig. 3B ist eine eingetriebene Stellung des Keilmittels 7 dargestellt, d.h. der Querschnitt des Kerns 4 vergrößert sich, so dass ein formschlüssiges Verbindungmittel 2 zwischen Kern 4 und Turbinenschaufelelement 1 hergestellt wird. In den Fig. 4A und 4B ist eine weitere alternative Ausführungsform dargestellt. Hier wird das Keilmittel 7 dazu verwendet, ein kraftschlüssiges Verbindungsmittel 2 zwischen dem Kern 4 der Scheibe 5 herzustellen.
In Fig. 4A ist eine Schnittansicht dargestellt, bei der der Kern 4 ohne das verspannende Keilmittel 7 dargestellt ist. Der Kern 4 weist lediglich einen vorgefertigten Spalt auf (hier gestrichelt eingezeichnet), in den das tel 7 eingesetzt werden kann. In der hier dargestellten Stellung besteht keine Verbindung an den Seitenwänden zwischen den Turbinenschaufelelementen 1 und dem Kern 4.
Befindet sich hingegen ein Keilmittel 7 im Kern, wie in Fig. 4B dargestellt, so spreizt sich der Kern 4 auf, so dass an den Seitenwänden des Kerns 4 ein Reibschluss mit den Innenseiten des Turbinenschaufelelement.es 1 vorliegt.
Eine solche Verbindung kann z.B. mit einem Formschlussmittel 3 (wie in den in Fig. 3A, 3B dargestellten Ausführungsformen) kombiniert werden. Auch ist es möglich, alternativ oder zusätzlich eine stoffschlüssige Verbindung herzustellen. Die Konfiguration gemäß Fig. 3 und 4 kann so hergestellt werden, dass hülsenförmige Turbinenschaufelelemente 1 über den Kern 4 aufgesetzt werden, d.h. die Turbinenschaufelelemente 1 sind am radial äußeren Ende offen. Nach dem Aufsetzen kann dann der Formschluss, der Kraftschluss und / der Stoffschluss hergestellt werden. In den Fig. 3 und 4 sind die Turbinenschaufelelemente 1 am radial äußeren Rand jeweils geschlossen ausgebildet. Dies kann z.B. dadurch erfolgen, dass nach der Herstellung der Verbindung - wie oben beschrieben - eine Abdeckung angeschweißt wird. Es ist aber auch möglich, dass das radial äußere Ende offen bleibt, so dass unten in die Turbinenschaufelelemente 1 eintretende Kühlluft K oben austreten kann. Bezugszeichenliste
1 Turbinenschaufelelement
2 Verbindungsmittel
3 Formschlussmittel
4 Kern
5 Scheibe
7 Keilmittel, Keilverbindung 1 1 Niederdruckverdichter
12 Hochdruckverdichter
13 Hochdruckturbine
14 Mitteldruckturbine
15 Niederdruckturbine
100 Gasturbine
A Auslass
B Bypasskanal
BK Brennkammerabschnitt
C Austrittskonus
E Einlass / Intake
F Fan
FC Fangehäuse
H Höhe der Turbinenschaufelspitze radial gemessen von der Scheibe aus
H1 Bereich der Turbinenschaufel im Luftstrom
K Kühlluft
L antreibender Luftstrom
M Rotationsachse
R Eintrittsrichtung
T Trennlinie
TT Turbine
V Verdichter
Z1 erste Zone
Z2 zweite Zone

Claims

Patentansprüche
1 . Gasturbine mit mindestens einer Scheibe (5), wobei Turbinenschaufelelemente (1 ) über Verbindungsmittel (2) mit der mindestens einen Scheibe (5) verbunden sind, dadurch gekennzeichnet, dass die Verbindungsmittel (2) im Inneren der Turbinenschaufelelemente (1 ) in radialer Erstreckung der Turbinenschaufelelemente (1 ) in einem Bereich (H) radial oberhalb der Scheibe (5) angeordnet sind, insbesondere in einem Bereich (H1 ) angeordnet sind, der im Betrieb der Gasturbine (100) im antreibenden Luftstrom (L) liegt und die Turbinenschaufelelemente (1 ) mindestens zwei Zonen (Z1 , Z2) aus unterschiedlichen Materialien aufweisen, wobei die mindestens zwei Zonen (Z1 , Z2) sich insbesondere in radialer Erstreckung aneinander anschließen und dass radial unterhalb der Verbindungsmittel (2) eine Zone (Z1 ) mit einem druckspannungsgeeigneten Material, insbesondere einer Keramik, insbesondere einem Yittrium-stabilisierten Zirkoniumoxid, angeordnet ist und radial oberhalb der Verbindungsmittel (2) eine Zone (Z2) mit einem zugspannungsgeeignetem Material, insbesondere CMSX 4, angeordnet ist.
2. Gasturbine nach Anspruch 1 , dadurch gekennzeichnet, dass die Verbindungsmittel (2) radial innen, radial in der Mitte oder radial außen im Bereich (H) radial oberhalb der Scheibe (5), insbesondere im Bereich (H1 ) der Turbinenschaufelelemente (1 ) angeordnet sind, der im Betrieb der Gasturbine (100) im antreibenden Luftstrom (L) liegt.
3. Gasturbine nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass die Verbindungsmittel (2) formschlüssig, kraftschlüssig und / oder stoffschlüssig ausgebildet sind.
4. Gasturbine nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, dass die formschlüssigen Verbindungsmittel (2) Formschlussmittel (3), insbesondere Ansätze, Vorsprünge und / oder Hinterschnitte zur axialen und / oder radialen Festlegung der Turbinenschaufelelemente (1 ) aufweisen.
5. Gasturbine nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, dass bei kraftschlüssigen Verbindungsmitteln (2) über eine Keilverbindung (7), insbesondere in der Scheibe (5) und / oder Schrumpfverbindungen ein Reibschluss erzielbar ist.
6. Gasturbine nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, dass bei stoffschlüssigen Verbindungsmitteln (2) eine Laserschweißverbindung zwischen den Turbinenschaufelelementen (1 ) und der Scheibe (5) vorliegt.
7. Gasturbine nach Anspruch 1 , dadurch gekennzeichnet, dass mindestens eine Trennline (T) zwischen zwei Zonen (Z1 , Z2) unterschiedlichen Materials in den
Turbinenschaufelelementen (1 ) radial unterhalb der Verbindungsmittel (2) angeordnet ist.
8. Gasturbine nach mindestens einem der vorhergehenden Ansprüche, gekennzeichnet durch Keilelemente (7) zur Verspannung der Scheibe (5) mit den Turbinenschaufelelementen (1 ) und / oder zur Herstellung eines Formschlusses zwischen der Scheibe (5) und den Turbinenschaufelelementen (1 ).
9. Gasturbine nach mindestens einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Turbinenschaufelelemente (1 ) radial außen über eine Schweißverbindung mit der mindestens einen Scheibe (5) verbunden sind.
10. Gasturbine nach mindestens einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Turbinenschaufelelemente (1 ) aus mindestens zwei Teilen zusammensetzbar sind.
1 1. Gasturbine nach mindestens einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass sie als Flugzeugtriebwerk, als Fahrzeugantrieb, als Schiffsantrieb oder stationäre Gasturbine ausgebildet ist.
12. Turbinenschaufelelement (1 ) oder Scheibe (5), besonders eingerichtet und ausgebildet zur Verwendung in einer Gasturbine (100) gemäß mindestens einem der Ansprüche 1 bis 1 1.
EP17822557.9A 2016-12-01 2017-12-01 Gasturbine Withdrawn EP3548704A1 (de)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE102016123248.3A DE102016123248A1 (de) 2016-12-01 2016-12-01 Gasturbine
PCT/EP2017/081193 WO2018100160A1 (de) 2016-12-01 2017-12-01 Gasturbine

Publications (1)

Publication Number Publication Date
EP3548704A1 true EP3548704A1 (de) 2019-10-09

Family

ID=60888356

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP17822557.9A Withdrawn EP3548704A1 (de) 2016-12-01 2017-12-01 Gasturbine

Country Status (4)

Country Link
US (1) US20190376392A1 (de)
EP (1) EP3548704A1 (de)
DE (1) DE102016123248A1 (de)
WO (1) WO2018100160A1 (de)

Family Cites Families (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2553078A (en) * 1947-03-29 1951-05-15 United Aircraft Corp Turbine blade mounting
DE3539903A1 (de) * 1985-11-11 1987-05-14 Kloeckner Humboldt Deutz Ag Gasturbine mit einem keramischen laufrad
EP1329592A1 (de) * 2002-01-18 2003-07-23 Siemens Aktiengesellschaft Turbine mit mindestens vier Stufen und Verwendung einer Turbinenschaufel mit verringerter Masse
FR2860031B1 (fr) * 2003-09-19 2007-09-07 Snecma Moteurs Roue de turbine pour turbomachine et procede de montage d'une telle roue
US8777583B2 (en) * 2010-12-27 2014-07-15 General Electric Company Turbine airfoil components containing ceramic-based materials and processes therefor
JP5843482B2 (ja) 2011-05-23 2016-01-13 株式会社東芝 タービン動翼および蒸気タービン
FR2995933B1 (fr) * 2012-09-26 2014-10-17 Snecma Aube pour turbomachine en materiau composite a pied en forme de bulbe

Also Published As

Publication number Publication date
DE102016123248A1 (de) 2018-06-07
US20190376392A1 (en) 2019-12-12
WO2018100160A1 (de) 2018-06-07

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CH702553B1 (de) Turbinenleitapparatbaugruppe.
EP2191105A1 (de) Mehrschichtiger abschirmungsring für einen flugantrieb
DE102011000182A1 (de) Nichtlineares asymmetrisches variables Leitschaufelschema
EP2873921A1 (de) Brennkammerhitzeabschirmelement einer Gasturbine
EP2730843A1 (de) Brennkammerschindel einer Gasturbine
EP2503246A2 (de) Segmentierter Brennkammerkopf
EP1725741A1 (de) Strömungsmaschine und rotor für eine strömungsmaschine
EP2035669A1 (de) Sekundärluftsystem für turboladerturbine
CH709266A2 (de) Turbinenschaufel und Verfahren zum Auswuchten eines Spitzendeckbandes einer Turbinenschaufel und Gasturbine.
EP2728122A1 (de) Dichtungsträgerfixierung für eine Strömungsmaschine
EP2411631B1 (de) Dichtplatte und Laufschaufelsystem
DE112013006105T5 (de) Turbinenlaufschaufeln mit Spannweitenmitten-Deckbändern
EP3954876A1 (de) Düsenring für einen abgasturbolader
EP3017147B1 (de) Rotor für eine turbine
EP2725203A1 (de) Kühlluftführung in einer Gehäusestruktur einer Strömungsmaschine
EP3156588B1 (de) Reparaturverfahren für dichtsegmente
EP3548704A1 (de) Gasturbine
EP2692989A2 (de) Niedermodulige Gasturbinenverdichterschaufel
DE102017108581A1 (de) Strömungsmaschine mit einer adaptiven Dichteinrichtung
DE102016211337A1 (de) Verdickter radial äußerer Ringbereich eines Dichtfins
EP2957718A1 (de) Turbine
WO2015055422A1 (de) Turbinenschaufel, ringsegment, zugehörige turbinenschaufelanordnung, stator, rotor, turbine und kraftwerksanlage
EP1707758B1 (de) Brennkammerschalenelement und Brennkammer
EP1724443A1 (de) Düsenring
EP4069947A1 (de) Dichtungsträger für eine turbomaschine mit schlitzartigen öffnungen im dichtungskörper

Legal Events

Date Code Title Description
STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: UNKNOWN

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

Free format text: STATUS: THE INTERNATIONAL PUBLICATION HAS BEEN MADE

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

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

Free format text: STATUS: REQUEST FOR EXAMINATION WAS MADE

17P Request for examination filed

Effective date: 20190524

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

AX Request for extension of the european patent

Extension state: BA ME

DAV Request for validation of the european patent (deleted)
DAX Request for extension of the european patent (deleted)
GRAP Despatch of communication of intention to grant a patent

Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOSNIGR1

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

Free format text: STATUS: GRANT OF PATENT IS INTENDED

INTG Intention to grant announced

Effective date: 20200428

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: 20200909