EP3591237B1 - Strukturbaugruppe für einen verdichter einer strömungsmaschine - Google Patents

Strukturbaugruppe für einen verdichter einer strömungsmaschine Download PDF

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EP3591237B1
EP3591237B1 EP19181591.9A EP19181591A EP3591237B1 EP 3591237 B1 EP3591237 B1 EP 3591237B1 EP 19181591 A EP19181591 A EP 19181591A EP 3591237 B1 EP3591237 B1 EP 3591237B1
Authority
EP
European Patent Office
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casing
compressor
circumferential
housing
structuring
Prior art date
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Active
Application number
EP19181591.9A
Other languages
English (en)
French (fr)
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EP3591237A1 (de
Inventor
Bernd Becker
Thomas Giersch
Patrick Grothe
Frank Heinichen
Maximilian Jüngst
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 EP3591237A1 publication Critical patent/EP3591237A1/de
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Publication of EP3591237B1 publication Critical patent/EP3591237B1/de
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/40—Casings; Connections of working fluid
    • F04D29/52—Casings; Connections of working fluid for axial pumps
    • F04D29/522—Casings; Connections of working fluid for axial pumps especially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/526—Details of the casing section radially opposing blade tips
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/66—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing
    • F04D29/68—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing by influencing boundary layers
    • F04D29/681—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing by influencing boundary layers especially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/685—Inducing localised fluid recirculation in the stator-rotor interface
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D27/00—Control, e.g. regulation, of pumps, pumping installations or pumping systems specially adapted for elastic fluids
    • F04D27/02—Surge control
    • F04D27/0207—Surge control by bleeding, bypassing or recycling fluids
    • 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
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/40—Transmission of power
    • F05D2260/403—Transmission of power through the shape of the drive components
    • F05D2260/4031—Transmission of power through the shape of the drive components as in toothed gearing
    • F05D2260/40311—Transmission of power through the shape of the drive components as in toothed gearing of the epicyclical, planetary or differential type

Definitions

  • the invention relates to a structural assembly for a compressor of a turbo machine according to the preamble of claim 1.
  • rotating detachment also referred to as tear-off flutter - "stall flutter”
  • rotating detachment also referred to as tear-off flutter - "stall flutter”
  • unstable local cells form at the blade tips of the rotor blades, in which the flow locally breaks off.
  • These cells can in the rotating reference system in the circumferential direction opposite to the direction of rotation of the Wander the paddle wheel.
  • the rotating separation disadvantageously excites the individual blades to oscillate or vibrate, which reduces the life of the blades. Blade failure due to resonance is also possible if the periodic excitations are in the range of the natural vibrations of the blades.
  • the DE 25 04 073 A1 discloses an inlet duct of a fan of a jet engine which is provided with a sound-absorbing acoustic lining. Variants of the embodiment provide that the sound-absorbing acoustic cladding is only formed in one or more peripheral segments of the inlet channel.
  • the GB 2,477,745 A discloses a generic structural assembly.
  • the invention is based on the object of providing a structural assembly for a compressor of a turbomachine which effectively realizes a structuring of the housing.
  • the invention then contemplates a structural assembly for a compressor of a turbomachine, which has an impeller with a plurality of blades which extend radially in a flow path of the turbomachine.
  • a compressor housing is provided which forms a flow path boundary which delimits the flow path through the turbomachine radially on the outside.
  • the compressor housing has a housing structure adjacent to the impeller.
  • a housing structuring structures the flow path boundary, ie the wall area of the compressor housing which delimits the flow path, it being possible in principle to use any housing structuring known in the prior art.
  • the compressor housing has a plurality of circumferential segments which extend in the circumferential direction.
  • a circumferential segment is a segment of the compressor housing that extends in the circumferential direction and adjoins the flow path.
  • the individual circumferential segments adjoin one another in the circumferential direction.
  • at least one circumferential segment of the compressor housing has an inlet coating.
  • the circumferential segments have an inlet coating, the circumferential segments having two different housing radii (the housing radius relating to the housing wall of the actual compressor housing and not to the radius of the inlet coating).
  • the housing radius of a circumferential segment that has a run-in coating is larger than the housing radius of a circumferential segment that does not have a run-in coating.
  • the invention effectively counteracts rotating separation.
  • the variation of the housing structuring in the circumferential direction provided by the invention to the effect that only one or only some of the circumferential segments have a housing structuring has the effect that the coherence of the rotating tear-off patterns that are formed is disturbed.
  • This counteracts a locally occurring flow separation at the respective blade tips.
  • the invention thus suppresses the formation of coherent separation processes at the blade tip and thus of rotor vibrations. As a result, the stable working range of the compressor and the turbomachine is significantly increased overall.
  • the compressor housing has an upper housing half and a lower housing half, which each extend in the circumferential direction over a circumferential region of 180 °, and that the The circumferential segment or the circumferential segments that form a housing structure are formed in the upper housing half of the compressor housing.
  • This aspect of the invention thus provides for the casing to be structured only in one or more peripheral segments which are formed in the upper casing half of the compressor casing. This ensures safe and effective operation of the compressor into which the structural assembly is integrated. Because by avoiding a structuring of the housing in the lower housing half of the compressor housing, the risk of the structuring of the housing being blocked by ice, in which case there is an at least temporary loss of functionality, is avoided.
  • the statement that the compressor housing has an upper housing half and a lower housing half is merely a geometrical statement that does not say anything about the structure of the compressor housing of the housing half (s).
  • the upper housing half is the upper area of the compressor housing and the lower housing half is the lower area of the compressor housing.
  • the areas can only be imaginary, the two areas being separated from one another by a horizontal plane.
  • the terms "upper” and “lower” take into account that the structural assembly and the compressor housing are located in the earth's gravitational field, which automatically defines a vertical direction.
  • the upper housing half Starting from a vector that points downwards according to the gravitational field and defines the angle of 0 °, the upper housing half extends in an angular range between 90 ° and 270 ° and the lower housing half in an angular range between 270 and 90 °.
  • circumferential segments with the housing structure can have different housing structures, whereby an identical housing structure can of course also be provided.
  • Embodiments provide that several adjoining circumferential segments are formed with different housing structures, for example in the upper housing half, or that several circumferential segments separated by areas without a housing structure are formed with housing structures.
  • circumferential segments have the same extension angle in the circumferential direction. However, this is not the case necessarily the case. In embodiments of the invention it can be provided that the extent of the circumferential segments varies in the circumferential direction, that is to say the angle of extent.
  • the sequence of the circumferential segments can also be circumferentially symmetrical or circumferentially asymmetrical, whereby circumferential asymmetry means that apart from the angles 0 ° and 360 ° there are no angles at which the sequence of the circumferential segments is mapped onto itself when rotated, i.e. leads to the same overall structure .
  • the compressor housing has exactly two circumferential segments, an upper circumferential segment being formed in the upper housing half and a lower circumferential segment being formed in the lower housing half.
  • the structure of the housing is formed exclusively in the upper circumferential segment.
  • both circumferential segments each extend over a circumferential angle of 180 °.
  • the upper circumferential segment, which forms a structure of the housing extends over more or less than 180 ° in the circumferential direction, while the lower circumferential segment accordingly extends over less or more than 180 ° in the circumferential direction.
  • both circumferential segments each extend over a circumferential angle of 180 °
  • the two circumferential segments of the compressor housing are designed at least approximately as half cylinders.
  • the compressor housing is formed by a two-part housing which forms two parts which each extend over 180 ° in the circumferential direction.
  • a compressor casing is also referred to as a "split casing".
  • the compressor housing is designed as a two-part housing, it is particularly advisable for the compressor housing to have two circumferential segments with a circumferential angle of 180 ° each, the dividing plane between the two parts of the compressor housing at the same time being the boundary between the two circumferential segments with and without Represents housing structuring.
  • two circumferential segments are formed with a circumferential angle of 180 ° each in the case of compressor housings that are not divided into two.
  • the invention provides that at least one peripheral segment of the compressor housing has an inlet coating.
  • the inlet coating forms the flow path boundary of the compressor housing.
  • the run-in coating is part of the compressor housing.
  • At least one circumferential segment that has a housing structure has a run-in coating, the housing structure being formed in the run-in coating.
  • the upper circumferential segment has a running-in coating which forms a housing structure
  • the lower circumferential segment forms a running-in coating without a casing structure.
  • Another variant provides that only the circumferential segment or only the circumferential segments that do not form a housing structure have an inlet coating, while the housing structure is formed on the actual compressor housing, i.e. in the housing wall of the compressor housing.
  • the structure of the housing is designed circumferentially discrete in one embodiment and in this embodiment has, for example, circumferential grooves which each extend in the circumferential direction, the circumferential grooves being spaced apart in the axial direction.
  • the structure of the housing is designed to be circumferentially discrete.
  • it has, for example, axial grooves which each extend over a defined length in the axial direction, the axial grooves being spaced apart in the circumferential direction.
  • the Housing structuring is designed in the form of half-heart axial grooves.
  • a housing structure in the form of half-heart axial grooves is for example from the DE 10 2007 056 953 A1 known.
  • the circumferential grooves or axial grooves are provided with a rectangular or parallelogram-shaped cross section.
  • the housing is structured via recirculation channels instead of grooves. It is provided that a recirculation channel connects two openings to one another at the flow path boundary, namely a removal opening with a supply opening provided further upstream.
  • circulation channels are for example from the DE 10 2008 037 154 A1 known.
  • the impeller of the structural assembly considered according to the invention can be a fan, the impeller of a low-pressure compressor, the impeller of a medium-pressure compressor or the impeller of a high-pressure compressor. It can be formed by the first stage (compressor inlet stage) or an embedded stage of the compressor.
  • the impeller has a BLISK design.
  • problems arise in particular due to a rotating detachment, which the present invention counteracts.
  • the impeller is a BLISK design fan.
  • the impeller is an impeller of a compressor input stage of a compressor, designed in BLISK design.
  • a compressor input stage further comprises a stator with stator blades adjustable in the stagger angle, which is arranged in front of the first rotor of the compressor.
  • a stator is called an inlet guide vane or inlet guide vane or IGV (IGV - Inlet Guide Vane).
  • IGV IGV - Inlet Guide Vane
  • the housing structure is formed adjacent to the leading edge of the rotor blades in the compressor housing. It extends in an area that is based on the axial direction in front of the The leading edge of the blades begins and ends behind the leading edge of the blades.
  • x indicates the axial direction
  • r the radial direction
  • ⁇ the angle in the circumferential direction.
  • the axial direction is identical to the machine axis of a gas turbine engine in which the structural assembly is arranged. From the x axis starting out, the radial direction points radially outwards. Terms such as “in front”, “behind”, “front” and “rear” relate to the axial direction or the direction of flow in the engine. Terms like “outer” or “inner” refer to the radial direction.
  • Such a gas turbine engine may include an engine core that includes a turbine, a combustion chamber, a compressor, and a core shaft connecting the turbine to the compressor.
  • Such a gas turbine engine may include a fan (with fan blades) positioned upstream of the engine core.
  • the gas turbine engine may include a transmission that receives an input from the core shaft and provides drive for the fan to drive the fan at a lower speed than the core shaft.
  • the input for the transmission can take place directly from the core shaft or indirectly from the core shaft, for example via a spur shaft and / or a spur gear.
  • the core shaft may be rigidly connected to the turbine and the compressor so that the turbine and the compressor rotate at the same speed (with the fan rotating at a lower speed).
  • the gas turbine engine described herein can be of any suitable general architecture.
  • the gas turbine engine may have any desired number of shafts connecting turbines and compressors, such as one, two, or three shafts.
  • the turbine connected to the core shaft can be a first turbine
  • the compressor connected to the core shaft can be a first compressor
  • the core shaft can be a first core shaft.
  • the engine core may further include a second turbine, a second compressor, and a second core shaft connecting the second turbine to the second compressor.
  • the second turbine, the second compressor, and the second core shaft may be arranged to rotate at a higher speed than the first core shaft.
  • the second compressor can be positioned axially downstream of the first compressor.
  • the second compressor can be arranged to Receive flow from the first compressor (e.g., receive directly, e.g., via a generally annular channel).
  • the gearbox can be arranged to be driven by the core shaft configured to rotate (e.g. in use) at the lowest speed (e.g. the first core shaft in the above example).
  • the transmission can be arranged to be driven only by the core shaft which is configured to rotate (e.g. in use) at the lowest speed (e.g. only by the first core shaft and not the second core shaft in the above example) become.
  • the transmission can be arranged to be driven by one or more shafts, for example the first and / or the second shaft in the above example.
  • a combustion chamber may be provided axially downstream of the fan and compressor (s).
  • the combustion chamber can be located directly downstream of the second compressor (for example at its outlet) if a second compressor is provided.
  • the flow at the outlet of the compressor can be fed to the inlet of the second turbine if a second turbine is provided.
  • the combustion chamber can be provided upstream of the turbine (s).
  • the or each compressor can comprise any number of stages, for example a plurality of stages.
  • Each stage can include a series of rotor blades and a series of stator blades, which can be variable stator blades (in that their angle of attack can be variable).
  • the row of rotor blades and the row of stator blades can be axially offset from one another.
  • the or each turbine can comprise any number of stages, for example multiple stages.
  • Each stage can include a number of rotor blades and a number of stator blades.
  • the row of rotor blades and the row of stator blades can be axially offset from one another.
  • Each fan blade may be defined with a radial span extending from a root (or hub) at a radially inward gas overflow location or at a 0% span position to a tip at a 100% span position.
  • the ratio of the radius of the fan blade at the hub to the radius of the fan blade at the tip may be less than (or on the order of): 0.4, 0.39, 0.38, 0.37, 0.36, 0, 35, 0.34, 0.33, 0.32, 0.31, 0.3, 0.29, 0.28, 0.27, 0.26 or 0.25.
  • the ratio of the radius of the fan blade at the hub to the radius of the fan blade at the tip can be in an inclusive range bounded by two of the values in the preceding sentence (i.e., the values can be upper or lower limits).
  • the hub-to-tip ratio can generally be referred to as the hub-to-tip ratio.
  • the radius at the hub and the radius at the tip can both be measured at the leading edge portion (or axially most forward edge) of the blade.
  • the hub-to-tip ratio relates to the portion of the fan blade overflowing with gas; H. the portion that is radially outside of any platform.
  • the radius of the fan can be measured between the centerline of the engine and the tip of the fan blade at its leading edge.
  • the diameter of the fan (which can be simply twice the radius of the fan) can be greater than (or on the order of): 250 cm (about 100 inches), 260 cm, 270 cm (about 105 inches), 280 cm (about 110 inches), 290 cm (about 115 inches), 300 cm (about 120 inches), 310 cm, 320 cm (about 125 inches), 330 cm (about 130 inches), 340 cm (about 135 inches), 350 cm, 360 cm (about 140 inches), 370 cm (about 145 inches), 380 cm (about 150 inches), or 390 cm (about 155 inches).
  • the fan diameter can be in an inclusive range bounded by two of the values in the preceding sentence (i.e., the values can be upper or lower limits).
  • the speed of the fan can vary with use. In general, the speed is lower for fans with a larger diameter.
  • the speed of the fan under constant speed conditions may be less than 2500 rpm, for example less than 2300 rpm.
  • a fan peak load can be defined as dH / U peak 2 , where dH is the enthalpy increase (e.g. the average 1-D enthalpy increase) across the fan and U peak is the (translational) speed of the fan tip, e.g. at the front edge of the tip , (which can be defined as the fan tip radius at the front edge multiplied by the angular velocity).
  • the fan peak load at constant speed conditions can be more than (or on the order of): 0.3, 0.31, 0.32, 0.33, 0.34, 0.35, 0.36, 0.37, 0.38 , 0.39, or 0.4 (where all units in this section are Jkg -1 K -1 / (ms -1 ) 2 ).
  • the fan peak load can be in an inclusive range bounded by two of the values in the preceding sentence (ie, the values can be upper or lower limits).
  • Gas turbine engines in accordance with the present disclosure may have any desired bypass ratio, the bypass ratio being defined as the ratio of the mass flow rate of the flow through the bypass duct to the mass flow rate of the flow through the core at constant velocity conditions.
  • the bypass ratio can be more than (on the order of): 10, 10.5, 11, 11.5, 12, 12.5, 13, 13.5, 14, 14.5, 15, 15.5 , 16, 16.5, or 17.
  • the bypass ratio can be in an inclusive range bounded by two of the values in the preceding sentence (ie the values can form upper or lower limits).
  • the bypass channel can be essentially ring-shaped.
  • the bypass duct can be located radially outside the engine core.
  • the radially outer surface of the bypass duct can be defined by an engine nacelle and / or a fan housing.
  • the total pressure ratio of a gas turbine engine described herein can be defined as the ratio of the back pressure upstream of the fan to the back pressure at the exit of the super high pressure compressor (before the entrance to the combustion chamber).
  • the total pressure ratio of a gas turbine engine described herein at constant speed may be greater than (or on the order of): 35, 40, 45, 50, 55, 60, 65, 70, 75.
  • the total pressure ratio can be in an inclusive range bounded by two of the values in the preceding sentence (i.e., the values can be upper or lower limits).
  • the specific thrust of an engine can be defined as the net thrust of the engine divided by the total mass flow through the engine. Under constant speed conditions, the specific thrust of an engine described here can be less than (or on the order of): 110 Nkg -1 s, 105 Nkg -1 s, 100 Nkg -1 s, 95 Nkg -1 s, 90 Nkg -1 s, 85 Nkg -1 s or 80 Nkg -1 s (lie).
  • the specific thrust can lie in an inclusive range which is limited by two of the values in the previous sentence (ie the values can form upper or lower limits).
  • Such engines can be particularly efficient compared to conventional gas turbine engines.
  • a gas turbine engine described herein can have any maximum thrust desired.
  • a gas turbine described here can be used to generate a maximum thrust of at least (or on the order of): 160kN, 170kN, 180kN, 190kN, 200kN, 250kN, 300kN, 350kN, 400kN, 450kN, 500kN or 550kN.
  • the maximum thrust can be in an inclusive range bounded by two of the values in the preceding sentence (i.e. the values can be upper or lower limits).
  • the thrust referred to above may be the maximum net thrust under standard atmospheric conditions at sea level plus 15 degrees C (ambient pressure 101.3 kPa, temperature 30 degrees C) with a static engine.
  • the temperature of the flow at the inlet of the high pressure turbine can be particularly high.
  • This temperature which can be referred to as TET
  • TET can be at the exit to the combustion chamber, for example immediately upstream of the first Turbine blade, which in turn can be referred to as a nozzle guide vane, can be measured.
  • the TET can be at least (or on the order of): 1400K, 1450K, 1500K, 1550K, 1600K or 1650K.
  • the TET at constant speed can be in an inclusive range bounded by two of the values in the preceding sentence (ie the values can form upper or lower limits).
  • the maximum TET when the engine is in use can be at least (or on the order of): 1700K, 1750K, 1800K, 1850K, 1900K, 1950K or 2000K, for example.
  • the maximum TET can be in an inclusive range bounded by two of the values in the preceding sentence (ie the values can form upper or lower limits).
  • the maximum TET can occur, for example, in a condition of high thrust, for example in an MTO condition (MTO - maximum take-off thrust - maximum take-off thrust).
  • a fan blade and / or a blade portion of a fan blade described herein can be made from any suitable material or combination of materials.
  • at least a portion of the fan blade and / or the blade can be made at least in part of a composite, for example a metal matrix composite and / or a composite with an organic matrix, such as e.g. B. carbon fiber.
  • at least a portion of the fan blade and / or the blade can be at least in part made of a metal, such as metal.
  • the fan blade can include at least two sections made using different materials.
  • the fan blade may have a leading edge that is made using a material that can withstand impact (such as birds, ice, or other material) better than the rest of the blade.
  • a leading edge can be made using titanium or a titanium-based alloy, for example.
  • the fan blade may have a carbon fiber or aluminum based body (such as an aluminum-lithium alloy) with a leading edge made of titanium.
  • a fan described herein may include a central portion from which the fan blades may extend, for example in a radial direction.
  • the fan blades can be set to any desired Way to be attached to the middle section.
  • each fan blade can include a fixation device that can engage a corresponding slot in the hub (or disc).
  • a fixing device can be in the form of a dovetail which can be inserted into a corresponding slot in the hub / disc and / or brought into engagement therewith in order to fix the fan blade to the hub / disc.
  • the fan blades can be formed integrally with a central portion. Such an arrangement can be referred to as a blisk or a bling.
  • any suitable method can be used to manufacture such a blisk or bling.
  • at least a portion of the fan blades can be machined from a block and / or at least a portion of the fan blades can be welded, e.g. B. linear friction welding, can be attached to the hub / disc.
  • the gas turbine engines described here may or may not have a VAN (Variable Area Nozzle). Such a nozzle with a variable cross-section can allow the exit cross-section of the bypass channel to be varied in use.
  • VAN Very Area Nozzle
  • the general principles of the present disclosure may apply to engines with or without a VAN.
  • the fan of a gas turbine described herein can have any desired number of fan blades, for example 16, 18, 20, or 22 fan blades.
  • constant speed conditions may mean constant speed conditions of an aircraft on which the gas turbine engine is mounted.
  • Such constant speed conditions can conventionally be defined as the conditions during the middle part of the flight, for example the conditions to which the aircraft and / or the engine are exposed between (in terms of time and / or distance) the end of the climb and the start of the descent. become.
  • the forward speed under the constant speed condition may be at any point in the range of Mach 0.7 to 0.9, e.g. 0.75 to 0.85, e.g. 0.76 to 0.84, e.g. 0.77 to 0.83, for example 0.78 to 0.82, for example 0.79 to 0.81, for example in the order of Mach 0.8, in the order of Mach 0.85 or in the range of 0 .8 to 0.85. Any speed within these ranges can be the constant travel condition. In some aircraft, the cruise control conditions may be outside of these ranges, for example below Mach 0.7 or above Mach 0.9.
  • the constant velocity conditions may standard atmospheric conditions at an altitude that is in the range of 10,000 m to 15,000 m, for example in the range of 10,000 m to 12,000 m, for example in the range of 10,400 m to 11,600 m (about 38,000 feet), for example in Range from 10,500 m to 11,500 m, for example in the range from 10,600 m to 11,400 m, for example in the range from 10,700 m (about 35,000 feet) to 11,300 m, for example in the range from 10,800 m to 11,200 m, for example in the range from 10,900 m to 11,100 m, for example in the order of 11,000 m, correspond.
  • the constant velocity conditions can correspond to standard atmospheric conditions at any given altitude in these areas.
  • the constant speed conditions may correspond to: a forward Mach number of 0.8; a pressure of 23,000 Pa and a temperature of -55 degrees C.
  • constant speed or “constant speed conditions” may mean the aerodynamic design point.
  • Such an aerodynamic design point may correspond to the conditions (including, for example, Mach number, environmental conditions, and thrust requirement) for which the blower is designed to operate. This can mean, for example, the conditions under which the fan (or the gas turbine engine) has the optimum efficiency according to its design.
  • a gas turbine engine described herein can be operated at the constant speed conditions defined elsewhere herein.
  • Such constant speed conditions can vary from the constant speed conditions (for example, the conditions during the middle part of the flight) of an aircraft on which at least one (e.g. 2 or 4) gas turbine engine can be attached to provide thrust.
  • Figure 10 illustrates a gas turbine engine 10 with a main axis of rotation 9.
  • the engine 10 includes an air inlet 12 and a thrust fan 23 that generates two air flows: a core air flow A and a bypass air flow B.
  • the gas turbine engine 10 includes a core 11 which contains the core air flow A. records.
  • the engine core 11 comprises, in axial flow sequence, a low-pressure compressor 14, a high-pressure compressor 15, a combustion device 16, a high-pressure turbine 17, a low pressure turbine 19 and a core thrust nozzle 20.
  • An engine nacelle 21 surrounds the gas turbine engine 10 and defines a bypass duct 22 and a bypass thrust nozzle 18.
  • the bypass air flow B flows through the bypass duct 22.
  • the fan 23 is via a shaft 26 and an epicycloid gear 30 on the low pressure turbine 19 attached and is driven by this.
  • the core air flow A is accelerated and compressed by the low pressure compressor 14 and passed into the high pressure compressor 15 where further compression takes place.
  • the compressed air expelled from the high pressure compressor 15 is directed into the combustion device 16, where it is mixed with fuel and the mixture is burned.
  • the resulting hot combustion products then propagate through the high pressure and low pressure turbines 17, 19 and thereby drive them before they are ejected through the nozzle 20 to provide a certain thrust.
  • the high pressure turbine 17 drives the high pressure compressor 15 through a suitable connecting shaft 27.
  • the fan 23 generally provides the majority of the thrust.
  • the epicycloidal gear 30 is a reduction gear.
  • FIG Figure 2 An exemplary arrangement for a geared fan gas turbine engine 10 is shown in FIG Figure 2 shown.
  • the low pressure turbine 19 (see Figure 1 ) drives the shaft 26, which is coupled to a sun gear 28 of the epicycloidal gear assembly 30.
  • Several planet gears 32 which are coupled to one another by a planet carrier 34, are located radially outward from the sun gear 28 and mesh with it.
  • Planet carrier 34 constrains planet gears 32 to orbit synchronously about sun gear 28 while allowing each planet gear 32 to rotate about its own axis.
  • the planet carrier 34 is coupled to the fan 23 via linkage 36 to drive its rotation about the engine axis 9.
  • An outer gear or ring gear 38 which is coupled to a stationary support structure 24 via linkage 40, is located radially on the outside of the planet gears 32 and meshes with them.
  • low-pressure turbine and “low-pressure compressor” as used herein can be understood to mean the turbine stage with the lowest pressure and the compressor stage with the lowest pressure (ie that it is not the fan 23) and / or the turbine and compressor stages which are connected to one another by the connecting shaft 26 with the lowest speed in the engine (ie that it does not include the transmission output shaft which drives the fan 23).
  • the "low-pressure turbine” and the “low-pressure compressor” may be referred to here will, alternatively, be known as the "medium pressure turbine” and “medium pressure compressor”.
  • the fan 23 may be referred to as a first compression stage or compression stage having the lowest pressure.
  • the epicycloidal gear 30 is shown in Figure 3 shown in more detail as an example.
  • the sun gear 28, planet gears 32 and ring gear 38 each include teeth around their periphery for meshing with the other gears. However, for the sake of clarity, only exemplary sections of the teeth are shown in FIG Figure 3 shown. Although four planet gears 32 are shown, it will be apparent to those skilled in the art that more or fewer planet gears 32 may be provided within the scope of the claimed invention. Practical applications of an epicycloidal gear 30 generally include at least three planet gears 32.
  • the epicycloidal gear 30 shown as an example is a planetary gear in which the planet carrier 34 is coupled to an output shaft via linkage 36, the ring gear 38 being fixed.
  • the epicycloidal gear 30 may be a star configuration in which the planet carrier 34 is held in place while allowing the ring gear (or outer gear) 38 to rotate. With such an arrangement, the fan 23 is driven by the ring gear 38.
  • the transmission 30 may be a differential gear that allows both the ring gear 38 and the planetary carrier 34 to rotate.
  • the present disclosure extends to a gas turbine engine having any arrangement of gear types (e.g., star or planetary), support structures, input and output shaft arrangements, and bearing positions.
  • gear types e.g., star or planetary
  • support structures e.g., star or planetary
  • input and output shaft arrangements e.g., bearings
  • the transmission can drive secondary and / or alternative components (e.g. the medium-pressure compressor and / or a booster).
  • secondary and / or alternative components e.g. the medium-pressure compressor and / or a booster.
  • gas turbine engines to which the present disclosure may find application may have alternative configurations.
  • such engines can have an alternative number of compressors and / or turbines and / or an alternative number of connecting shafts.
  • the Figure 1 The gas turbine engine shown has a split flow nozzle 20, 22, which means that the flow through the bypass duct 22 has its own nozzle which is separate from the engine core nozzle 20 and radially outward therefrom.
  • this is not limiting and any aspect of the present disclosure may also apply to engines in which the flow through the bypass duct 22 and the flow through the core 11 are before (or upstream) a single nozzle, which can be referred to as a mixed flow nozzle, mixed or combined.
  • One or both nozzles can have a fixed or variable range.
  • a turbo fan engine the disclosure may be applied to any type of gas turbine engine such as a gas turbine engine.
  • the gas turbine engine 10 may not include a gearbox 30.
  • the geometry of the gas turbine engine 10 and components thereof is or are defined by a conventional axis system that has an axial direction (which is aligned with the axis of rotation 9), a radial direction (in the downward direction up in Figure 1 ) and a circumferential direction (perpendicular to the view in Figure 1 ) includes.
  • the axial, radial and circumferential directions are perpendicular to one another.
  • the formation of a housing structure in the compressor housing is important.
  • the invention can basically be implemented in the fan stage, in a low-pressure compressor, a medium-pressure compressor (if present) and / or a high-pressure compressor.
  • FIG. 4 shows a sectional view of a structural assembly that defines a flow path 25 and comprises an inlet stator 5, a rotor 6 and flow path boundaries.
  • the flow path 25 directs the core air flow A according to FIG Figure 1 through the core engine.
  • the flow path 25 is delimited radially on the inside by inner wall or hub structures 95 which form an inner flow path boundary 950.
  • the flow path 25 is delimited radially on the outside by a compressor housing 4 that forms a radially outer flow path boundary 410.
  • the structural assembly is located in the area of the first stage of a compressor.
  • the compressor comprises the inlet stator 5, which has stator blades 50 which can be adjusted in terms of the stagger angle. The swirl in the flow is increased by the inlet guide wheel 5 and, as a result, the following rotor 6 is flown against in a more effective manner.
  • the rotor 6 comprises a series of rotor blades or rotor blades 60, which extend radially in the flow path 25.
  • the rotor blades 60 have a leading edge 61, a trailing edge 62 and a blade tip 63.
  • a gap is implemented between the blade tip 63 and the compressor housing 4.
  • an inlet lining 7 is integrated into the compressor housing 4.
  • the housing wall of the compressor housing 4 facing the flow path 25 forms a corresponding recess 45 for this purpose.
  • the inlet coating 7 forms the flow path boundary 410.
  • the running-in lining 7 is fastened in the recess 45 on its radially outer side.
  • a housing structure 8 is integrated into the run-in coating 7. In the illustrated embodiment, this is implemented by axial grooves 81 in the shape of a half-heart.
  • a such axial groove 81 in half-heart shape 81 is in the Figure 4 shown schematically. However, the illustration should not be understood to mean that the housing structure 8 would protrude from the run-in coating 7 in the radial direction. The illustration only serves to show the axial course of the axial groove 81 in half-heart shape.
  • FIG. 5 shows a sectional view through a compressor housing 4 and a run-in lining 7 in a plane perpendicular to the axial direction which is defined by the machine axis 9 (along the line DD of FIG Figure 4 ).
  • the direction of rotation of the rotor 6 is marked with u.
  • the compressor housing 4 has an upper compressor housing 410 and a lower compressor housing 420.
  • the upper compressor housing 410 and the lower compressor housing 420 indicate spatial areas of the compressor housing 4. These are separated from one another by the horizontal plane 100.
  • the upper compressor housing 410 and the lower compressor housing 420 can in principle be formed by any desired structures.
  • the compressor housing comprises an upper circumferential segment 41 and a lower circumferential segment 42.
  • the circumferential segments 41, 42 adjoin the flow path 25.
  • the upper circumferential segment 41 extends, but not necessarily, in the area of the upper compressor housing 410.
  • the lower circumferential segment 42 extends in the area of the lower compressor housing 420.
  • the circumferential segments 41, 42 differ in any case in that only one of the circumferential segments forms a housing structure. It is provided that only the upper peripheral segment 41 has a housing structure 8, while the lower peripheral segment 42 has no housing structure.
  • the structure of the housing is formed in the illustrated embodiment, but not necessarily in the run-in coating.
  • the housing 4 has an upper run-in coating 71, in which a housing structuring 8 is implemented, and a lower run-in coating 72, which is implemented without a housing structuring.
  • the two run-in linings 71, 72 extend in the example not according to the invention in FIG Figure 5 in the circumferential direction in each case over 180 ° and adjoin one another in the horizontal plane 100.
  • the housing 4 is a divided housing which has two housing halves 411, 421, the dividing plane (ie the horizontal plane 100) between the two housing halves 411, 421 also representing the boundary between the two circumferential segments 41, 42 or run-in coatings 71, 72. one or only some of the circumferential segments have a running-in coating.
  • the upper run-in coating 71, in which a casing structure 8 is implemented, and the lower run-in coating 72, which is implemented without a casing structure, consist, according to one embodiment, of the material Metco 601NS, Metco 320NS or Metco 314NS from Oerlikon Metco Switzerland in 8808 Pfäffikon, Switzerland .
  • Metco 601NS is a mixture of silicon-aluminum powders and polyester powders.
  • Metco 320NS is an aluminum-silicon boron nitride powder.
  • Metco 314NS is a thermal spray powder made from a mixture of nickel chromium aluminum bentonite.
  • high-temperature plastics, porous materials or metallic honeycomb structures are used as the material for the run-in linings 71, 72.
  • the radial thickness of the upper run-in coating 71 and the radial thickness of the lower run-in coating 72 are identical in any case in exemplary embodiments of the invention.
  • the run-in linings 71, 72 are part of the compressor housing 4.
  • the peripheral segments 41, 42 which are only partially provided with a housing structure, are in FIG Figure 5 formed by the inlet linings 71, 72 or at least include these inlet linings 71, 72.
  • the circumferential segments 41, 42 are formed by the actual compressor housing, ie the wall of the compressor housing facing the flow path 25.
  • the corresponding structures such as axial grooves are formed directly in the housing wall.
  • the axial grooves 81 are also shown in a sectional view in half-heart shape. As explained, the axial course of these axial grooves 81 is in the shape of a half-heart in FIG Figure 4 shown. According to the Figure 5 the axial grooves 81 are slightly inclined with respect to the radial direction. This can be done in one or the other circumferential direction. The axial grooves 81 can also run exactly in the radial direction.
  • a run-in coating 72 is only provided in the lower circumferential segment 72.
  • the structure of the housing 8 is not implemented in an upper run-in coating, but in an upper circumferential segment 41 that extends through the housing wall of the compressor housing is realized. So that the flow path 25 does not have a change in cross section in such a case, it is provided that the housing 4 has a larger housing radius in the lower compressor housing 420 than in the upper compressor housing 410 along the axial area in which it receives the lower inlet coating 72.
  • neither the upper housing half 410 nor the lower housing half 420 has a running-in coating.
  • a circumferential segment with a housing structure is formed in the upper half of the housing.
  • a circumferential segment is formed without a housing structure.
  • the Figure 6 shows a further embodiment of a structural assembly according to the present invention.
  • the structural assembly comprises a compressor housing 4 which forms a flow path boundary 410.
  • a rotor 6 comprises rotor blades 60, each of which has a leading edge 61, a trailing edge 62 and a blade tip 63. It can be seen that a gap is formed between the blade tip 63 and the flow path boundary 410.
  • the machine axis 9 is also shown.
  • a housing structure 8 is formed directly in the housing wall of the compressor housing 4 without the use of an inlet coating.
  • axial grooves 81 in half-heart shape.
  • Such half-heart shaped axial grooves are in the DE 10 2007 056 953 A1 described.
  • the axial groove 81 with a half-heart shape can then be further defined by two angles ⁇ , ⁇ . These span the starting area and the end area of the cross-sectional curve given by the half heart shape.
  • the angle legs are arranged tangentially to the curve profile at the beginning or at the end.
  • the angle ⁇ is, for example, in the range between 20 ° and 70 ° to the wall of the compressor housing and the angle ⁇ is, for example, in the range between 30 ° and 80 ° to the wall of the compressor housing.
  • the Figure 6 further shows that, in exemplary embodiments of the invention, the housing structure 8 in the area of the leading edge 61 of the rotor blades 60 of the rotor 6 is formed.
  • the axial extent of the axial grooves 81 is selected in such a way that the axial grooves 81 extend from the leading edge 630 of the blade tip 63 by a certain extension length opposite to the axial direction and starting from the leading edge 630 by a certain extension length in the axial direction.
  • the extension length in the two directions mentioned is, for example, a maximum of 50% of the axial length of the blade tip 63.
  • Such an axial extension of the housing structuring can also be provided in the case of housing structurings designed in a different way.

Description

  • Die Erfindung betrifft eine Strukturbaugruppe für einen Verdichter einer Strömungsmaschine gemäß dem Oberbegriff des Patentanspruchs 1.
  • Es ist grundsätzlich bekannt, Fans und Axialverdichter von Strömungsmaschinen mit einer Gehäusestrukturierung, auch als "Casing Treatment" bezeichnet, zu versehen. Zu einer solchen Gehäusestrukturierung sind eine Vielzahl von Bauformen bekannt, die den beiden Hauptgruppen umfangssymmetrisch (zum Beispiel in Form von Umfangsnuten) oder umfangsdiskret (zum Beispiel in Form von Axialnuten) zugeordnet werden. Ziel einer Gehäusestrukturierung ist es, den stabilen, d.h. stall- bzw. pumpfreien Arbeitsbereich des Verdichters zu erweitern.
  • So ist es bekannt, dass die Schaufeln von Verdichtern eines Triebwerks nichtsymmetrische Schwingungen erfahren. Ein dabei auftretendes Phänomen ist als rotierende Ablösung ("rotating stall") bekannt (auch als Abreißflattern - "stall flutter" - bezeichnet). Bei der rotierenden Ablösung bilden sich an den Schaufelspitzen der Laufschaufeln instabile lokale Zellen, in denen die Strömung lokal abreißt. Diese Zellen können im rotierenden Bezugssystem in Umfangsrichtung entgegen dem Drehsinn des Schaufelrads wandern. Die rotierende Ablösung regt in nachteiliger Weise die einzelnen Schaufeln zu Schwingungen bzw. Vibrationen an, wodurch die Lebensdauer der Schaufeln reduziert wird. Auch ein Schaufelversagen infolge von Resonanz ist möglich, wenn die periodischen Anregungen im Bereich der Eigenschwingungen der Schaufeln liegen.
  • Aus der CN 201190695 Y ist es bekannt, unterschiedliche Gehäusestrukturierungen entlang des Umfangs eines Verdichtergehäuses bereitzustellen.
  • Die DE 25 04 073 A1 offenbart einen Einlasskanal eines Gebläses eines Strahltriebwerks, der mit einer schallabsorbierenden akustischen Verkleidung versehen ist. Ausführungsvarianten sehen dabei vor, dass die schallabsorbierende akustische Verkleidung nur in einem oder mehreren Umfangssegmenten des Einlasskanals ausgebildet sind.
  • Die GB 2 477 745 A offenbart eine gattungsgemäße Strukturbaugruppe.
  • Der Erfindung liegt die Aufgabe zu Grunde, eine Strukturbaugruppe für einen Verdichter einer Strömungsmaschine bereitzustellen, die in effektiver Weise eine Gehäusestrukturierung realisiert.
  • Diese Aufgabe wird durch eine Strukturbaugruppe mit den Merkmalen des Patentanspruchs 1 gelöst. Ausgestaltungen der Erfindung sind in den abhängigen Ansprüchen angegeben.
  • Danach betrachtet die Erfindung eine Strukturbaugruppe für einen Verdichter einer Strömungsmaschine, die ein Laufrad mit einer Mehrzahl von Schaufeln aufweist, die sich in einem Strömungspfad der Strömungsmaschine radial erstrecken. Es ist ein Verdichtergehäuse vorgesehen, das eine Strömungspfadberandung ausbildet, die den Strömungspfad durch die Strömungsmaschine radial außen begrenzt. Das Verdichtergehäuse weist angrenzend an das Laufrad eine Gehäusestrukturierung auf. Eine Gehäusestrukturierung strukturiert die Strömungspfadberandung, d. h. den Wandbereich des Verdichtergehäuses, der den Strömungspfad begrenzt, wobei grundsätzlich beliebige, im Stand der Technik bekannte Gehäusestrukturierungen Einsatz finden können.
  • Weiter ist vorgesehen, dass das Verdichtergehäuse eine Mehrzahl von Umfangssegmenten aufweist, die sich in Umfangsrichtung erstrecken. Dabei bildet nur eines oder bilden nur einige der Umfangssegmente eine Gehäusestrukturierung aus, während die anderen Umfangssegmente ohne eine Gehäusestrukturierung ausgebildet sind. Ein Umfangssegment ist dabei ein sich in Umfangsrichtung erstreckendes Segment des Verdichtergehäuses, das an den Strömungspfad angrenzt. Die einzelnen Umfangssegmente schließen in Umfangsrichtung aneinander an. Mindestens ein Umfangssegment, aber nicht alle Umfangssegmente bilden dabei eine Gehäusestrukturierung aus, so dass das Verdichtergehäuse in Bezug auf die Gehäusestrukturierung Variationen aufweist. Weiter ist vorgesehen, dass mindestens ein Umfangssegment des Verdichtergehäuses einen Einlaufbelag aufweist.
  • Gemäß der Erfindung ist vorgesehen, dass nur eines oder nur einige der Umfangssegmente einen Einlaufbelag aufweisen, wobei die Umfangsegmente zwei unterschiedliche Gehäuseradien aufweisen (wobei der Gehäuseradius sich auf die Gehäusewand des eigentlichen Verdichtergehäuses und nicht auf den Radius des Einlaufbelags bezieht). Dabei ist der Gehäuseradius eines Umfangssegments, das einen Einlaufbelag aufweist, größer als der Gehäuseradius eines Umfangsegments, das keinen Einlaufbelag aufweist. Durch Umfangssegmente mit unterschiedlichen Radien kann erreicht werden, dass trotz des Umstands, dass ein Einlaufbelag nur in Teilsegmenten und nicht über 360° im Verdichtergehäuse ausgebildet ist, ein einheitlicher Radius der radial äußeren Strömungspfadbegrenzung realisiert ist.
  • Die Erfindung wirkt wirksam einer rotierenden Ablösung entgegen. Die durch die Erfindung bereitgestellte Variation der Gehäusestrukturierung in Umfangsrichtung dahingehend, dass nur eines oder nur einige der Umfangssegmente eine Gehäusestrukturierung aufweisen, bewirkt, dass die Kohärenz der sich bildenden rotierenden Abrissmuster gestört wird. Dadurch wird einer lokal einsetzenden Strömungsablösung an den jeweiligen Schaufelspitzen entgegengewirkt. Die Erfindung unterdrückt somit die Ausbildung von kohärenten Ablösevorgängen an der Blattspitze und damit von Rotor-Schwingungen. Dadurch wird der stabile Arbeitsbereich des Verdichters und der Strömungsmaschine insgesamt signifikant vergrößert.
  • Eine Ausgestaltung der Erfindung sieht vor, dass das Verdichtergehäuse eine obere Gehäusehälfte und eine untere Gehäusehälfte aufweist, die sich jeweils in Umfangsrichtung über einen Umfangsbereich von 180° erstrecken, und dass das Umfangssegment oder die Umfangssegmente, die eine Gehäusestrukturierung ausbilden, in der oberen Gehäusehälfte des Verdichtergehäuses ausgebildet sind.
  • Dieser Erfindungsaspekt sieht somit vor, die Gehäusestrukturierung nur in einem oder mehreren Umfangssegmenten vorzunehmen, die in der oberen Gehäusehälfte des Verdichtergehäuses ausgebildet sind. Hierdurch wird ein sicherer und effektiver Betrieb des Verdichters, in den die Strukturbaugruppe integriert ist, sichergestellt. Denn durch die Vermeidung einer Gehäusestrukturierung in der unteren Gehäusehälfte des Verdichtergehäuse wird die Gefahr vermieden, dass die Gehäusestrukturierung durch Eis verblockt wird, für welchen Fall ein zumindest temporärer Verlust der Funktionalität vorliegt.
  • Es wird darauf hingewiesen, dass die Aussage, dass das Verdichtergehäuse eine obere Gehäusehälfte und eine untere Gehäusehälfte aufweist, eine lediglich geometrische Aussage ist, die nichts über die Struktur des Verdichtergehäuse des bzw. der Gehäusehälfte aussagt. Die obere Gehäusehälfte ist der obere Bereich des Verdichtergehäuses und die untere Gehäusehälfte der untere Bereich des Verdichtergehäuse ist. Es kann sich um lediglich gedachte Bereiche handeln, wobei die beiden Bereiche durch eine horizontale Ebene voneinander getrennt sind. Die Begriffe "obere" und "untere" berücksichtigen dabei, dass sich die Strukturbaugruppe und das Verdichtergehäuse im Gravitationsfeld der Erde befinden, wodurch automatisch eine vertikale Richtung definiert ist. Ausgehend von einem Vektor, der entsprechend dem Gravitationsfeld nach unten zeigt und den Winkel von 0° definiert, erstreckt sich die obere Gehäusehälfte in einem Winkelbereich zwischen 90° und 270° und die untere Gehäusehälfte in einem Winkelbereich zwischen 270 und 90°.
  • Es wird weiter darauf hingewiesen, dass für den Fall, dass mehr als ein Umfangssegment eine Gehäusestrukturierung aufweist, die Umfangssegmente mit Gehäusestrukturierung unterschiedliche Gehäusestrukturierungen aufweisen können, wobei natürlich auch eine identische Gehäusestrukturierung vorgesehen sein kann. Ausführungsbeispiele sehen vor, dass mehrere aneinandergrenzende Umfangssegmente mit unterschiedlicher Gehäusestrukturierung ausgebildet sind, beispielsweise in der oberen Gehäusehälfte, oder dass mehrere durch Bereiche ohne Gehäusestrukturierung getrennte Umfangssegmente mit Gehäusestrukturierung ausgebildet sind.
  • Eine Ausgestaltung der Erfindung sieht vor, dass die Umfangssegmente den gleichen Erstreckungswinkel in Umfangsrichtung aufweisen. Dies ist jedoch nicht notwendigerweise der Fall. In Ausgestaltungen der Erfindung kann vorgesehen sein, dass die Erstreckung der Umfangssegmente in Umfangsrichtung, also der Erstreckungswinkel variiert.
  • Die Abfolge der Umfangssegmente kann des Weiteren umfangssymmetrisch oder umfangsasymmetrisch erfolgen, wobei Umfangsasymmetrie bedeutet, dass außer den Winkeln 0° und 360° keine Winkel existieren, bei denen die Abfolge der Umfangssegmente bei einer Drehung auf sich selbst abgebildet wird, d.h. zu einer gleichen Gesamtstrukturierung führt.
  • Eine Ausgestaltung der Erfindung sieht vor, dass das Verdichtergehäuse genau zwei Umfangssegmente aufweist, wobei ein oberes Umfangssegment in der oberen Gehäusehälfte und ein unteres Umfangssegment in der unteren Gehäusehälfte ausgebildet ist. Dabei ist die Gehäusestrukturierung ausschließlich in dem oberen Umfangssegment ausgebildet. Eine Ausführungsvariante hierzu kann vorsehen, dass beide Umfangssegmente sich jeweils über einen Umfangswinkel von 180° erstrecken. Dies ist jedoch nicht notwendigerweise der Fall. Beispielsweise kann vorgesehen sein, dass das obere Umfangssegment, das eine Gehäusestrukturierung ausbildet, sich über mehr oder weniger als 180° in Umfangsrichtung erstreckt, während das untere Umfangssegment sich dementsprechend über weniger oder mehr als 180° in Umfangsrichtung erstreckt.
  • Sofern beide Umfangssegmente sich jeweils über einen Umfangswinkel von 180° erstrecken, sind die beiden Umfangssegmente des Verdichtergehäuses zumindest näherungsweise als Halbzylinder ausgebildet.
  • Gemäß einer Ausgestaltung der Erfindung ist das Verdichtergehäuse durch ein zweigeteiltes Gehäuse gebildet, das zwei Teile ausbildet, die sich jeweils über 180° in Umfangsrichtung erstrecken. Ein solches Verdichtergehäuse wird auch als "split casing" gezeichnet. Im Falle der Ausbildung des Verdichtergehäuse durch ein zweigeteiltes Gehäuse bietet sich in besonderem Maße an, dass das Verdichtergehäuse zwei Umfangssegmente mit einem Umfangswinkel von jeweils 180° aufweist, wobei die Teilungsebene zwischen den beiden Teilen des Verdichtergehäuse gleichzeitig die Grenze zwischen den beiden Umfangssegmente mit und ohne Gehäusestrukturierung darstellt. Es kann jedoch auch vorgesehen sein, dass zwei Umfangssegmente mit einem Umfangswinkel von jeweils 180° bei Verdichtergehäusen ausgebildet sind, die nicht zweigeteilt sind.
  • Die Erfindung sieht vor, dass mindestens ein Umfangssegment des Verdichtergehäuses einen Einlaufbelag aufweist. Der Einlaufbelag bildet dabei die Strömungspfadberandung des Verdichtergehäuse. Im Sinne der vorliegenden Erfindung ist der Einlaufbelag Teil des Verdichtergehäuses. Die Verwendung eines Einlaufbelags, auch als Anstreifbelag oder "Liner" bezeichnet, ermöglicht enge Laufspalte zwischen den Spitzen der Rotorschaufeln und dem umgebenden Gehäuse, wodurch gute Verdichter-Leistungswerte erzielt werden können.
  • Dabei sind eine Vielzahl von Varianten möglich. Gemäß einer Variante weist zumindest ein Umfangssegment, das eine Gehäusestrukturierung aufweist, einen Einlaufbelag auf, wobei die Gehäusestrukturierung in dem Einlaufbelag ausgebildet ist. Dies ist mit dem Vorteil verbunden, dass die Gehäusestrukturierung nicht an dem eigentlichen Verdichtergehäuse (also in der metallischen Gehäusewand des Verdichtergehäuses), sondern an dem Einlaufbelag erfolgen kann. Hierdurch kann in einfacher Weise eine Gehäusestrukturierung bereitgestellt werden.
  • In einer nicht-erfindungsgemäßen Ausführung kann vorgesehen sein, dass das obere Umfangssegment einen Einlaufbelag aufweist, der eine Gehäusestrukturierung ausbildet, und das untere Umfangssegment einen Einlaufbelag ohne Gehäusestrukturierung ausbildet. Hierdurch werden entlang des gesamten Umfangs des Verdichtergehäuses enge Laufspalte zwischen den Schaufelspitzen und der Strömungspfadbegrenzung erreicht.
  • Eine weitere Variante sieht vor, dass nur das Umfangssegment oder nur die Umfangssegmente, die keine Gehäusestrukturierung ausbilden, einen Einlaufbelag aufweisen, während die Gehäusestrukturierung am eigentlichen Verdichtergehäuse, d.h. in der Gehäusewand des Verdichtergehäuses ausgebildet ist.
  • Die Gehäusestrukturierung ist in einer Ausgestaltung umfangsdiskret ausgebildet und weist bei dieser Ausgestaltung beispielsweise Umfangsnuten auf, die sich jeweils in Umfangsrichtung erstrecken, wobei die Umfangsnuten in axialer Richtung beabstandet sind.
  • Gemäß einer weiteren Ausgestaltung ist die Gehäusestrukturierung umfangsdiskret ausgebildet. Sie weist bei dieser Ausgestaltung beispielsweise Axialnuten auf, die sich jeweils über eine definierte Länge in axialer Richtung erstrecken, wobei die Axialnuten in Umfangsrichtung beabstandet sind. Eine Ausführungsvariante hierzu sieht vor, dass die Gehäusestrukturierung in Form von Halbherz-Axialnuten ausgebildet ist. Eine Gehäusestrukturierung in Form von Halbherz-Axialnuten ist beispielsweise aus der DE 10 2007 056 953 A1 bekannt.
  • In weiteren Varianten sind die Umfangsnuten oder Axialnuten mit rechteckigem oder parallelogrammförmigem Querschnitt vorgesehen. Auch kann vorgesehen sein, dass die Gehäusestrukturierung über Rezirkulationskanäle anstatt von Nuten erfolgt. Dabei ist vorgesehen, dass ein Rezirkulationskanal an der Strömungspfadberandung zwei Öffnungen miteinander verbindet, nämlich eine Entnahmeöffnung mit einer weiter stromauf vorgesehene Zuführöffnung. Solche Zirkulationskanäle sind beispielsweise aus der DE 10 2008 037 154 A1 bekannt.
  • Das Laufrad der erfindungsgemäß betrachteten Strukturbaugruppe kann ein Fan, das Laufrad eines Niederdruckverdichters, das Laufrad eines Mitteldruckverdichters oder das Laufrad eines Hochdruckverdichters sein. Es kann durch die erste Stufe (Verdichtereingangsstufe) oder eine eingebettete Stufe des Verdichters gebildet sein.
  • Dabei kann vorgesehen sein, dass das Laufrad in BLISK-Bauweise ausgebildet. Bei Laufrädern in BLISK-Bauweise ergeben sich in besonderem Maße Probleme durch eine rotierende Ablösung, denen durch die vorliegende Erfindung entgegengewirkt wird.
  • Ein Ausführungsbeispiel sieht vor, dass das Laufrad ein in BLISK-Bauweise ausgebildeter Fan ist.
  • Ein weiteres Ausführungsbeispiel sieht vor, dass das Laufrad ein in BLISK-Bauweise ausgebildetes Laufrad einer Verdichtereingangsstufe eines Verdichters ist. Eine solche Verdichtereingangsstufe umfasst des Weiteren einen Stator mit im Staffelungswinkel verstellbaren Statorschaufeln, der vor dem ersten Rotors des Verdichters angeordnet ist. Ein solcher Stator wird als Eintrittsleitrad oder Vorleitrad bzw. als IGV (IGV - Inlet Guide Vane) bezeichnet. Eintrittsleiträder erhöhen den Drall in der Strömung und verbessern den Arbeitsbereich eines Verdichters. In Verbindung mit der Bereitstellung einer Umfangsstrukturierung nur in Umfangssegmenten erfolgt in besonderem Maße eine Erweiterung des Arbeitsbereichs des Verdichters.
  • Eine weitere Ausgestaltung der Erfindung sieht vor, dass die Gehäusestrukturierung angrenzend an die Vorderkante der Laufschaufeln im Verdichtergehäuse ausgebildet ist. Sie erstreckt sich dabei in einem Bereich, der bezogen auf die axiale Richtung vor der Vorderkante der Laufschaufeln beginnt und hinter der Vorderkante der Laufschaufeln endet.
  • Die vorliegende Offenbarung betrifft auch ein Gasturbinentriebwerk, insbesondere für ein Luftfahrzeug, mit einer erfindungsgemäßen Strukturbaugruppe. Dabei kann vorgesehen sein, dass das Gasturbinentriebwerk aufweist:
    • einen Triebwerkskern, der eine Turbine, einen Verdichter mit einer erfindungsgemäßen Strukturbaugruppe und eine die Turbine mit dem Verdichter verbindende, als Hohlwelle ausgebildete Turbinenwelle umfasst;
    • einen Fan, der stromaufwärts des Triebwerkskerns positioniert ist, wobei der Fan mehrere Fanschaufeln umfasst; und
    • ein Getriebe, das einen Eingang von der Turbinenwelle empfängt und Antrieb für den Fan zum Antreiben des Fans mit einer niedrigeren Drehzahl als die Turbinenwelle abgibt.
      Eine Ausgestaltung hierzu kann vorsehen, dass
    • die Turbine eine erste Turbine ist, der Verdichter ein erster Verdichter ist und die Turbinenwelle eine erste Turbinenwelle ist;
    • der Triebwerkskern ferner eine zweite Turbine, einen zweiten Verdichter und eine zweite Turbinenwelle, die die zweite Turbine mit dem zweiten Verdichter verbindet, umfasst; und
    • die zweite Turbine, der zweite Verdichter und die zweite Turbinenwelle dahingehend angeordnet sind, sich mit einer höheren Drehzahl als die erste Turbinenwelle zu drehen.
  • Es wird darauf hingewiesen, dass die vorliegende Erfindung bezogen auf ein zylindrisches Koordinatensystem beschrieben ist, das die Koordinaten x, r und ϕ aufweist. Dabei gibt x die axiale Richtung, r die radiale Richtung und ϕ den Winkel in Umfangsrichtung an. Die axiale Richtung ist dabei identisch mit der Maschinenachse eines Gasturbinentriebwerks, in dem die Strukturbaugruppe angeordnet ist. Von der x-Achse ausgehend zeigt die radiale Richtung radial nach außen. Begriffe wie "vor", "hinter", "vordere" und "hintere" beziehen sich auf die axiale Richtung bzw. die Strömungsrichtung im Triebwerk. Begriffe wie "äußere" oder "innere" beziehen sich auf die radiale Richtung.
  • Wie hier an anderer Stelle angeführt wird, kann sich die vorliegende Offenbarung auf ein Gasturbinentriebwerk beziehen. Solch ein Gasturbinentriebwerk kann einen Triebwerkskern umfassen, der eine Turbine, einen Brennraum, einen Verdichter und eine die Turbine mit dem Verdichter verbindende Kernwelle umfasst. Solch ein Gasturbinentriebwerk kann ein Gebläse (mit Gebläseschaufeln) umfassen, das stromaufwärts des Triebwerkskerns positioniert ist.
  • Anordnungen der vorliegenden Offenbarung können insbesondere, jedoch nicht ausschließlich, für Gebläse, die über ein Getriebe angetrieben werden, von Vorteil sein. Entsprechend kann das Gasturbinentriebwerk ein Getriebe umfassen, das einen Eingang von der Kernwelle empfängt und Antrieb für das Gebläse zum Antreiben des Gebläses mit einer niedrigeren Drehzahl als die Kernwelle abgibt. Der Eingang für das Getriebe kann direkt von der Kernwelle oder indirekt von der Kernwelle, beispielsweise über eine Stirnwelle und/oder ein Stirnzahnrad, erfolgen. Die Kernwelle kann mit der Turbine und dem Verdichter starr verbunden sein, so dass sich die Turbine und der Verdichter mit derselben Drehzahl drehen (wobei sich das Gebläse mit einer niedrigeren Drehzahl dreht).
  • Das Gasturbinentriebwerk, das hier beschrieben wird, kann eine beliebige geeignete allgemeine Architektur aufweisen. Beispielsweise kann das Gasturbinentriebwerk eine beliebige gewünschte Anzahl an Wellen, die Turbinen und Verdichter verbinden, beispielsweise eine, zwei oder drei Wellen, aufweisen. Lediglich beispielhaft kann die mit der Kernwelle verbundene Turbine eine erste Turbine sein, der mit der Kernwelle verbundene Verdichter kann ein erster Verdichter sein und die Kernwelle kann eine erste Kernwelle sein. Der Triebwerkskern kann ferner eine zweite Turbine, einen zweiten Verdichter und eine zweite Kernwelle, die die zweite Turbine mit dem zweiten Verdichter verbindet, umfassen. Die zweite Turbine, der zweite Verdichter und die zweite Kernwelle können dahingehend angeordnet sein, sich mit einer höheren Drehzahl als die erste Kernwelle zu drehen.
  • Bei solch einer Anordnung kann der zweite Verdichter axial stromabwärts des ersten Verdichters positioniert sein. Der zweite Verdichter kann dahingehend angeordnet sein, Strömung von dem ersten Verdichter aufzunehmen (beispielsweise direkt aufzunehmen, beispielsweise über einen allgemein ringförmigen Kanal).
  • Das Getriebe kann dahingehend angeordnet sein, von der Kernwelle, die dazu konfiguriert ist, sich (beispielsweise im Gebrauch) mit der niedrigsten Drehzahl zu drehen, (beispielsweise die erste Kernwelle in dem obigen Beispiel) angetrieben zu werden. Beispielsweise kann das Getriebe dahingehend angeordnet sein, lediglich von der Kernwelle, die dazu konfiguriert ist, sich (beispielsweise im Gebrauch) mit der niedrigsten Drehzahl zu drehen, (beispielsweise nur von der ersten Kernwelle und nicht der zweiten Kernwelle bei dem obigen Beispiel) angetrieben zu werden. Alternativ dazu kann das Getriebe dahingehend angeordnet sein, von einer oder mehreren Wellen, beispielsweise der ersten und/oder der zweiten Welle in dem obigen Beispiel, angetrieben zu werden.
  • Bei einem Gasturbinentriebwerk, das hier beschrieben wird, kann ein Brennraum axial stromabwärts des Gebläses und des Verdichters (der Verdichter) vorgesehen sein. Beispielsweise kann der Brennraum direkt stromabwärts des zweiten Verdichters (beispielsweise an dessen Ausgang) liegen, wenn ein zweiter Verdichter vorgesehen ist. Als ein weiteres Beispiel kann die Strömung am Ausgang des Verdichters dem Einlass der zweiten Turbine zugeführt werden, wenn eine zweite Turbine vorgesehen ist. Der Brennraum kann stromaufwärts der Turbine (der Turbinen) vorgesehen sein.
  • Der oder jeder Verdichter (beispielsweise der erste Verdichter und der zweite Verdichter gemäß obiger Beschreibung) kann eine beliebige Anzahl an Stufen, beispielsweise mehrere Stufen, umfassen. Jede Stufe kann eine Reihe von Rotorschaufeln und eine Reihe von Statorschaufeln, bei denen es sich um variable Statorschaufeln (dahingehend, dass ihr Anstellwinkel variabel sein kann) handeln kann, umfassen. Die Reihe von Rotorschaufeln und die Reihe von Statorschaufeln können axial voneinander versetzt sein.
  • Die oder jede Turbine (beispielsweise die erste Turbine und die zweite Turbine gemäß obiger Beschreibung) kann eine beliebige Anzahl an Stufen, beispielsweise mehrere Stufen, umfassen. Jede Stufe kann eine Reihe von Rotorschaufeln und eine Reihe von Statorschaufeln umfassen. Die Reihe von Rotorschaufeln und die Reihe von Statorschaufeln können axial voneinander versetzt sein.
  • Jede Gebläseschaufel kann mit einer radialen Spannweite definiert sein, die sich von einem Fuß (oder einer Nabe) an einer radial innenliegenden von Gas überströmten Stelle oder an einer Position einer Spannbreite von 0 % zu einer Spitze an einer Position einer Spannbreite von 100 % erstreckt. Das Verhältnis des Radius der Gebläseschaufel an der Nabe zu dem Radius der Gebläseschaufel an der Spitze kann weniger als (oder in der Größenordnung von): 0,4, 0,39, 0,38, 0,37, 0,36, 0,35, 0,34, 0,33, 0,32, 0,31, 0,3, 0,29, 0,28, 0,27, 0,26 oder 0,25 liegen. Das Verhältnis des Radius der Gebläseschaufel an der Nabe zu dem Radius der Gebläseschaufel an der Spitze kann in einem einschließenden Bereich liegen, der von zwei der Werte im vorhergehenden Satz begrenzt wird (d. h. die Werte können obere oder untere Grenzen bilden). Diese Verhältnisse können allgemeinhin als das Nabe-Spitze-Verhältnis bezeichnet werden. Der Radius an der Nabe und der Radius an der Spitze können beide an dem vorderen Randteil (oder dem axial am weitesten vorne liegenden Rand) der Schaufel gemessen werden. Das Nabe-Spitze-Verhältnis bezieht sich natürlich auf den von Gas überströmten Abschnitt der Gebläseschaufel, d. h. den Abschnitt, der sich radial außerhalb jeglicher Plattform befindet.
  • Der Radius des Gebläses kann zwischen der Mittellinie des Triebwerks und der Spitze der Gebläseschaufel an ihrem vorderen Rand gemessen werden. Der Durchmesser des Gebläses (der einfach das Doppelte des Radius des Gebläses sein kann) kann größer als (oder in der Größenordnung von): 250 cm (etwa 100 Inch), 260 cm, 270 cm (etwa 105 Inch), 280 cm (etwa 110 Inch), 290 cm (etwa 115 Inch), 300 cm (etwa 120 Inch), 310 cm, 320 cm (etwa 125 Inch), 330 cm (etwa 130 Inch), 340 cm (etwa 135 Inch), 350 cm, 360 cm (etwa 140 Inch), 370 cm (etwa 145 Inch), 380 cm (etwa 150 Inch) oder 390 cm (etwa 155 Inch) sein (liegen). Der Gebläsedurchmesser kann in einem einschließenden Bereich liegen, der von zwei der Werte im vorhergehenden Satz begrenzt wird (d. h. die Werte können obere oder untere Grenzen bilden).
  • Die Drehzahl des Gebläses kann im Gebrauch variieren. Allgemein ist die Drehzahl geringer für Gebläse mit einem größeren Durchmesser. Lediglich als ein nicht einschränkendes Beispiel kann die Drehzahl des Gebläses bei Konstantgeschwindigkeitsbedingungen weniger als 2500 U/min, beispielsweise weniger als 2300 U/min, betragen. Lediglich als ein weiteres nicht einschränkendes Beispiel kann auch die Drehzahl des Gebläses bei Konstantgeschwindigkeitsbedingungen für ein Triebwerk mit einem Gebläsedurchmesser im Bereich von 250 cm bis 300 cm (beispielsweise 250 cm bis 280 cm) im Bereich von 1700 U/min bis 2500 U/min, beispielsweise im Bereich von 1800 U/min bis 2300 U/min, beispielsweise im Bereich von 1900 U/min bis 2100 U/min, liegen. Lediglich als ein weiteres nicht einschränkendes Beispiel kann die Drehzahl des Gebläses bei Konstantgeschwindigkeitsbedingungen für ein Triebwerk mit einem Gebläsedurchmesser im Bereich von 320 cm bis 380 cm in dem Bereich von 1200 U/min bis 2000 U/min, beispielsweise in dem Bereich von 1300 U/min bis 1800 U/min, beispielsweise in dem Bereich von 1400 U/min bis 1600 U/min, liegen.
  • Im Gebrauch des Gasturbinentriebwerks dreht sich das Gebläse (mit zugehörigen Gebläseschaufeln) um eine Drehachse. Diese Drehung führt dazu, dass sich die Spitze der Gebläseschaufel mit einer Geschwindigkeit USpitze bewegt. Die von den Gebläseschaufeln an der Strömung verrichtete Arbeit resultiert in einem Anstieg der Enthalpie dH der Strömung. Eine Gebläsespitzenbelastung kann als dH/USpitze 2 definiert werden, wobei dH der Enthalpieanstieg (beispielsweise der durchschnittliche 1-D-Enthalpieanstieg) über das Gebläse hinweg ist und USpitze die (Translations-) Geschwindigkeit der Gebläsespitze, beispielsweise an dem vorderen Rand der Spitze, ist (die als Gebläsespitzenradius am vorderen Rand multipliziert mit der Winkelgeschwindigkeit definiert werden kann). Die Gebläsespitzenbelastung bei Konstantgeschwindigkeitsbedingungen kann mehr als (oder in der Größenordnung von): 0,3, 0,31, 0,32, 0,33, 0,34, 0,35, 0,36, 0,37, 0,38, 0,39 oder 0,4 betragen (liegen) (wobei alle Einheiten in diesem Abschnitt Jkg-1K-1/(ms-1)2 sind). Die Gebläsespitzenbelastung kann in einem einschließenden Bereich liegen, der von zwei der Werte im vorhergehenden Satz begrenzt wird (d. h. die Werte können obere oder untere Grenzen bilden).
  • Gasturbinentriebwerke gemäß der vorliegenden Offenbarung können ein beliebiges gewünschtes Bypassverhältnis aufweisen, wobei das Bypassverhältnis als das Verhältnis des Massendurchsatzes der Strömung durch den Bypasskanal zu dem Massendurchsatz der Strömung durch den Kern bei Konstantgeschwindigkeitsbedingungen definiert wird. Bei einigen Anordnungen kann das Bypassverhältnis mehr als (in der Größenordnung von): 10, 10,5, 11, 11,5, 12, 12,5, 13, 13,5, 14, 14,5, 15, 15,5, 16, 16,5 oder 17 betragen (liegen). Das Bypassverhältnis kann in einem einschließenden Bereich liegen, der von zwei der Werte im vorhergehenden Satz begrenzt wird (d. h. die Werte können obere oder untere Grenzen bilden). Der Bypasskanal kann im Wesentlichen ringförmig sein. Der Bypasskanal kann sich radial außerhalb des Triebwerkskerns befinden. Die radial äußere Fläche des Bypasskanals kann durch eine Triebwerksgondel und/oder ein Gebläsegehäuse definiert werden.
  • Das Gesamtdruckverhältnis eines Gasturbinentriebwerks, das hier beschrieben wird, kann als das Verhältnis des Staudrucks stromaufwärts des Gebläses zu dem Staudruck am Ausgang des Höchstdruckverdichters (vor dem Eingang in den Brennraum) definiert werden. Als ein nicht einschränkendes Beispiel kann das Gesamtdruckverhältnis eines Gasturbinentriebwerks, das hier beschrieben wird, bei Konstantgeschwindigkeit mehr als (oder in der Größenordnung von): 35, 40, 45, 50, 55, 60, 65, 70, 75 betragen (liegen). Das Gesamtdruckverhältnis kann in einem einschließenden Bereich liegen, der von zwei der Werte im vorhergehenden Satz begrenzt wird (d. h. die Werte können obere oder untere Grenzen bilden).
  • Der spezifische Schub eines Triebwerks kann als der Nettoschub des Triebwerks dividiert durch den Gesamtmassenstrom durch das Triebwerk hindurch definiert werden. Bei Konstantgeschwindigkeitsbedingungen kann der spezifische Schub eines Triebwerks, das hier beschrieben wird, weniger als (oder in der Größenordnung von): 110 Nkg-1s, 105 Nkg-1s, 100 Nkg-1s, 95 Nkg-1s, 90 Nkg-1s, 85 Nkg-1s oder 80 Nkg-1s betragen (liegen). Der spezifische Schub kann in einem einschließenden Bereich liegen, der von zwei der Werte im vorhergehenden Satz begrenzt wird (d. h. die Werte können obere oder untere Grenzen bilden). Solche Triebwerke können im Vergleich zu herkömmlichen Gasturbinentriebwerken besonders effizient sein.
  • Ein Gasturbinentriebwerk, das hier beschrieben wird, kann einen beliebigen gewünschten Höchstschub aufweisen. Lediglich als ein nicht einschränkendes Beispiel kann eine Gasturbine, die hier beschrieben wird, zur Erzeugung eines Höchstschubs von mindestens (oder in der Größenordnung von): 160kN, 170kN, 180kN, 190kN, 200kN, 250kN, 300kN, 350kN, 400kN, 450kN, 500kN oder 550kN in der Lage sein. Der Höchstschub kann in einem einschließenden Bereich liegen, der von zwei der Werte im vorhergehenden Satz begrenzt wird (d. h. die Werte können obere oder untere Grenzen bilden). Der Schub, auf den oben Bezug genommen wird, kann der Nettohöchstschub bei standardmäßigen atmosphärischen Bedingungen auf Meereshöhe plus 15 Grad C (Umgebungsdruck 101,3 kPa, Temperatur 30 Grad C) bei statischem Triebwerk sein.
  • Im Gebrauch kann die Temperatur der Strömung am Eingang der Hochdruckturbine besonders hoch sein. Diese Temperatur, die als TET bezeichnet werden kann, kann an dem Ausgang zum Brennraum, beispielsweise unmittelbar stromaufwärts der ersten Turbinenschaufel, die wiederum als eine Düsenleitschaufel bezeichnet werden kann, gemessen werden. Bei Konstantgeschwindigkeit kann die TET mindestens (oder in der Größenordnung von): 1400K, 1450K, 1500K, 1550K, 1600K oder 1650K betragen (liegen). Die TET bei Konstantgeschwindigkeit kann in einem einschließenden Bereich liegen, der von zwei der Werte im vorhergehenden Satz begrenzt wird (d. h. die Werte können obere oder untere Grenzen bilden). Die maximale TET im Gebrauch des Triebwerks kann beispielsweise mindestens (oder in der Größenordnung von): 1700K, 1750K, 1800K, 1850K, 1900K, 1950K oder 2000K betragen (liegen). Die maximale TET kann in einem einschließenden Bereich liegen, der von zwei der Werte im vorhergehenden Satz begrenzt wird (d. h. die Werte können obere oder untere Grenzen bilden). Die maximale TET kann beispielsweise bei einer Bedingung von hohem Schub, beispielsweise bei einer MTO-Bedingung (MTO - Maximum Take-Off thrust - maximaler Startschub), auftreten.
  • Eine Gebläseschaufel und/oder ein Blattabschnitt einer Gebläseschaufel, die hier beschrieben wird, kann aus einem beliebigen geeigneten Material oder einer Kombination aus Materialien hergestellt werden. Beispielsweise kann zumindest ein Teil der Gebläseschaufel und/oder des Blatts zumindest zum Teil aus einem Verbundstoff, beispielsweise einem Metallmatrix-Verbundstoff und/oder einem Verbundstoff mit organischer Matrix, wie z. B. Kohlefaser, hergestellt werden. Als ein weiteres Beispiel kann zumindest ein Teil der Gebläseschaufel und/oder des Blatts zumindest zum Teil aus einem Metall, wie z. B. einem auf Titan basierendem Metall oder einem auf Aluminium basierenden Material (wie z. B. einer Aluminium-Lithium-Legierung) oder einem auf Stahl basierenden Material hergestellt werden. Die Gebläseschaufel kann mindestens zwei Bereiche umfassen, die unter Verwendung verschiedener Materialien hergestellt werden. Beispielsweise kann die Gebläseschaufel einen vorderen Schutzrand aufweisen, der unter Verwendung eines Materials hergestellt wird, das dem Aufschlagen (beispielsweise von Vögeln, Eis oder anderem Material) besser widerstehen kann als der Rest der Schaufel. Solch ein vorderer Rand kann beispielsweise unter Verwendung von Titan oder einer auf Titan basierenden Legierung hergestellt werden. Somit kann die Gebläseschaufel lediglich als ein Beispiel einen auf Kohlefaser oder Aluminium basierenden Körper (wie z. B. eine Aluminium-Lithium-Legierung) mit einem vorderen Rand aus Titan aufweisen.
  • Ein Gebläse, das hier beschrieben wird, kann einen mittleren Abschnitt umfassen, von dem sich die Gebläseschaufeln, beispielsweise in einer radialen Richtung, erstrecken können. Die Gebläseschaufeln können auf beliebige gewünschte Art und Weise an dem mittleren Abschnitt angebracht sein. Beispielsweise kann jede Gebläseschaufel eine Fixierungsvorrichtung umfassen, die mit einem entsprechenden Schlitz in der Nabe (oder Scheibe) in Eingriff gelangen kann. Lediglich als ein Beispiel kann solch eine Fixierungsvorrichtung in Form eines Schwalbenschwanzes vorliegen, der zur Fixierung der Gebläseschaufel an der Nabe/Scheibe in einen entsprechenden Schlitz in der Nabe/Scheibe eingesteckt und/oder damit in Eingriff gebracht werden kann. Als ein weiteres Beispiel können die Gebläseschaufeln integral mit einem mittleren Abschnitt ausgebildet sein. Solch eine Anordnung kann als eine Blisk oder ein Bling bezeichnet werden. Ein beliebiges geeignetes Verfahren kann zur Herstellung solch einer Blisk oder solch eines Bling verwendet werden. Beispielsweise kann zumindest ein Teil der Gebläseschaufeln aus einem Block maschinell herausgearbeitet werden und/oder mindestens ein Teil der Gebläseschaufeln kann durch Schweißen, wie z. B. lineares Reibschweißen, an der Nabe/Scheibe angebracht werden.
  • Die Gasturbinentriebwerke, die hier beschrieben werden, können oder können nicht mit einer VAN (Variable Area Nozzle - Düse mit variablem Querschnitt) versehen sein. Solch eine Düse mit variablem Querschnitt kann eine Variation des Ausgangsquerschnitts des Bypasskanals im Gebrauch gestatten. Die allgemeinen Prinzipien der vorliegenden Offenbarung können auf Triebwerke mit oder ohne eine VAN zutreffen.
  • Das Gebläse einer Gasturbine, die hier beschrieben wird, kann eine beliebige gewünschte Anzahl an Gebläseschaufeln, beispielsweise 16, 18, 20 oder 22 Gebläseschaufeln, aufweisen.
  • Gemäß der hier erfolgenden Verwendung können Konstantgeschwindigkeitsbedingungen Konstantgeschwindigkeitsbedingungen eines Luftfahrzeugs, an dem das Gasturbinentriebwerk angebracht ist, bedeuten. Solche Konstantgeschwindigkeitsbedingungen können herkömmlicherweise als die Bedingungen während des mittleren Teils des Flugs definiert werden, beispielsweise die Bedingungen, denen das Luftfahrzeug und/oder das Triebwerk zwischen (hinsichtlich Zeit und/oder Entfernung) dem Ende des Steigflugs und dem Beginn des Sinkflugs ausgesetzt wird bzw. werden.
  • Lediglich als ein Beispiel kann die Vorwärtsgeschwindigkeit bei der Konstantgeschwindigkeitsbedingung bei einem beliebigen Punkt im Bereich von Mach 0,7 bis 0,9, beispielsweise 0,75 bis 0,85, beispielsweise 0,76 bis 0,84, beispielsweise 0,77 bis 0,83, beispielsweise 0,78 bis 0,82, beispielsweise 0,79 bis 0,81, beispielsweise in der Größenordnung von Mach 0,8, in der Größenordnung von Mach 0,85 oder in dem Bereich von 0,8 bis 0,85 liegen. Eine beliebige Geschwindigkeit innerhalb dieser Bereiche kann die Konstantfahrtbedingung sein. Bei einigen Luftfahrzeugen können die Konstantfahrtbedingungen außerhalb dieser Bereiche, beispielsweise unter Mach 0,7 oder über Mach 0,9, liegen.
  • Lediglich als ein Beispiel können die Konstantgeschwindigkeitsbedingungen standardmäßigen atmosphärischen Bedingungen bei einer Höhe, die im Bereich von 10.000 m bis 15.000 m, beispielsweise im Bereich von 10.000 m bis 12.000 m, beispielsweise im Bereich von 10.400 m bis 11.600 m (etwa 38.000 Fuß) beispielsweise im Bereich von 10.500 m bis 11.500 m, beispielsweise im Bereich von 10.600 m bis 11.400 m, beispielsweise im Bereich von 10.700 m (etwa 35.000 Fuß) bis 11.300 m, beispielsweise im Bereich von 10.800 m bis 11.200 m, beispielsweise im Bereich von 10.900 m bis 11.100 m, beispielsweise in der Größenordnung von 11.000 m, liegt, entsprechen. Die Konstantgeschwindigkeitsbedingungen können standardmäßigen atmosphärischen Bedingungen bei einer beliebigen gegebenen Höhe in diesen Bereichen entsprechen.
  • Lediglich als ein Beispiel können die Konstantgeschwindigkeitsbedingungen Folgendem entsprechen: einer Vorwärts-Mach-Zahl von 0,8; einem Druck von 23.000 Pa und einer Temperatur von -55 Grad C.
  • So wie sie hier durchweg verwendet werden, können "Konstantgeschwindigkeit" oder "Konstantgeschwindigkeitsbedingungen" den aerodynamischen Auslegungspunkt bedeuten. Solch ein aerodynamischer Auslegungspunkt (oder ADP - Aerodynamic Design Point) kann den Bedingungen (darunter beispielsweise die Mach-Zahl, Umgebungsbedingungen und Schubanforderung), für die der Gebläsebetrieb ausgelegt ist, entsprechen. Dies kann beispielsweise die Bedingungen, bei denen das Gebläse (oder das Gasturbinentriebwerk) konstruktionsgemäß den optimalen Wirkungsgrad aufweist, bedeuten.
  • Im Gebrauch kann ein Gasturbinentriebwerk, das hier beschrieben wird, bei den Konstantgeschwindigkeitsbedingungen, die hier an anderer Stelle definiert werden, betrieben werden. Solche Konstantgeschwindigkeitsbedingungen können von den Konstantgeschwindigkeitsbedingungen (beispielsweise den Bedingungen während des mittleren Teils des Fluges) eines Luftfahrzeugs, an dem mindestens ein (beispielsweise 2 oder 4) Gasturbinentriebwerk zur Bereitstellung von Schubkraft befestigt sein kann, bestimmt werden.
  • Für den Fachmann ist verständlich, dass ein Merkmal oder Parameter, das bzw. der in Bezug auf einen der obigen Aspekte beschrieben wird, bei einem beliebigen anderen Aspekt angewendet werden kann, sofern sie sich nicht gegenseitig ausschließen. Des Weiteren kann ein beliebiges Merkmal oder ein beliebiger Parameter, das bzw. der hier beschrieben wird, bei einem beliebigen Aspekt angewendet werden und/oder mit einem beliebigen anderen Merkmal oder Parameter, das bzw. der hier beschrieben wird, kombiniert werden, sofern sie sich nicht gegenseitig ausschließen Jedoch wird der Schutzumfang ausschließlich durch die nachfolgenden Ansprüche bestimmt.
  • Die Erfindung wird nachfolgend unter Bezugnahme auf die Figuren der Zeichnung anhand mehrerer Ausführungsbeispiele näher erläutert. Es zeigen:
    • Figur 1
    eine Seitenschnittansicht eines Gasturbinentriebwerks;
    Figur 2
    eine Seitenschnittgroßansicht eines stromaufwärtigen Abschnitts eines Gasturbinentriebwerks;
    Figur 3
    eine zum Teil weggeschnitte Ansicht eines Getriebes für ein Gasturbinentriebwerk;
    Figur 4
    schematisch eine Strukturbaugruppe, die ein Eintrittsleitrad, ein Laufrad und ein Verdichtergehäuse mit einer Gehäusestrukturierung aufweist;
    Figur 5
    einen Schnitt senkrecht zur axialen Richtung entlang der Linie D-D der Figur 4; und
    Figur 6
    ein Ausführungsbeispiel einer Axialnut, die in Form einer Halbherz-Nut ausgebildet ist.
  • Figur 1 stellt ein Gasturbinentriebwerk 10 mit einer Hauptdrehachse 9 dar. Das Triebwerk 10 umfasst einen Lufteinlass 12 und ein Schubgebläse bzw. Fan 23, das zwei Luftströme erzeugt: einen Kernluftstrom A und einen Bypassluftstrom B. Das Gasturbinentriebwerk 10 umfasst einen Kern 11, der den Kernluftstrom A aufnimmt. Der Triebwerkskern 11 umfasst in Axialströmungsreihenfolge einen Niederdruckverdichter 14, einen Hochdruckverdichter 15, eine Verbrennungseinrichtung 16, eine Hochdruckturbine 17, eine Niederdruckturbine 19 und eine Kernschubdüse 20. Eine Triebwerksgondel 21 umgibt das Gasturbinentriebwerk 10 und definiert einen Bypasskanal 22 und eine Bypassschubdüse 18. Der Bypassluftstrom B strömt durch den Bypasskanal 22. Das Gebläse 23 ist über eine Welle 26 und ein Epizykloidengetriebe 30 an der Niederdruckturbine 19 angebracht und wird durch diese angetrieben.
  • Im Gebrauch wird der Kernluftstrom A durch den Niederdruckverdichter 14 beschleunigt und verdichtet und in den Hochdruckverdichter 15 geleitet, wo eine weitere Verdichtung erfolgt. Die aus dem Hochdruckverdichter 15 ausgestoßene verdichtete Luft wird in die Verbrennungseinrichtung 16 geleitet, wo sie mit Kraftstoff vermischt wird und das Gemisch verbrannt wird. Die resultierenden heißen Verbrennungsprodukte breiten sich dann durch die Hochdruck- und die Niederdruckturbine 17, 19 aus und treiben diese dadurch an, bevor sie zur Bereitstellung einer gewissen Schubkraft durch die Düse 20 ausgestoßen werden. Die Hochdruckturbine 17 treibt den Hochdruckverdichter 15 durch eine geeignete Verbindungswelle 27 an. Das Gebläse 23 stellt allgemein den Hauptteil der Schubkraft bereit. Das Epizykloidengetriebe 30 ist ein Untersetzungsgetriebe.
  • Eine beispielhafte Anordnung für ein Getriebegebläse-Gasturbinentriebwerk 10 wird in Figur 2 gezeigt. Die Niederdruckturbine 19 (siehe Figur 1) treibt die Welle 26 an, die mit einem Sonnenrad 28 der Epizykloidengetriebeanordnung 30 gekoppelt ist. Mehrere Planetenräder 32, die durch einen Planetenträger 34 miteinander gekoppelt sind, befinden sich von dem Sonnenrad 28 radial außen und kämmen damit. Der Planetenträger 34 beschränkt die Planetenräder 32 darauf, synchron um das Sonnenrad 28 zu kreisen, während er ermöglicht, dass sich jedes Planetenrad 32 um seine eigene Achse drehen kann. Der Planetenträger 34 ist über Gestänge 36 mit dem Gebläse 23 dahingehend gekoppelt, seine Drehung um die Triebwerksachse 9 anzutreiben. Ein Außenrad oder Hohlrad 38, das über Gestänge 40 mit einer stationären Stützstruktur 24 gekoppelt ist, befindet sich von den Planetenrädern 32 radial außen und kämmt damit.
  • Es wird angemerkt, dass die Begriffe "Niederdruckturbine" und "Niederdruckverdichter", so wie sie hier verwendet werden, so aufgefasst werden können, dass sie die Turbinenstufe mit dem niedrigsten Druck bzw. die Verdichterstufe mit dem niedrigsten Druck (d. h. dass sie nicht das Gebläse 23 umfassen) und/oder die Turbinen- und Verdichterstufe, die durch die Verbindungswelle 26 mit der niedrigsten Drehzahl in dem Triebwerk (d. h. dass sie nicht die Getriebeausgangswelle, die das Gebläse 23 antreibt, umfasst) miteinander verbunden sind, bedeuten. In einigen Schriften können die "Niederdruckturbine" und der "Niederdruckverdichter", auf die hier Bezug genommen wird, alternativ dazu als die "Mitteldruckturbine" und "Mitteldruckverdichter" bekannt sein. Bei der Verwendung derartiger alternativer Nomenklatur kann das Gebläse 23 als eine erste Verdichtungsstufe oder Verdichtungsstufe mit dem niedrigsten Druck bezeichnet werden.
  • Das Epizykloidengetriebe 30 wird in Figur 3 beispielhaft genauer gezeigt. Das Sonnenrad 28, die Planetenräder 32 und das Hohlrad 38 umfassen jeweils Zähne um ihre Peripherie zum Kämmen mit den anderen Zahnrädern. Jedoch werden der Übersichtlichkeit halber lediglich beispielhafte Abschnitte der Zähne in Figur 3 dargestellt. Obgleich vier Planetenräder 32 dargestellt werden, liegt für den Fachmann auf der Hand, dass innerhalb des Schutzumfangs der beanspruchten Erfindung mehr oder weniger Planetenräder 32 vorgesehen sein können. Praktische Anwendungen eines Epizykloidengetriebes 30 umfassen allgemein mindestens drei Planetenräder 32.
  • Das in Figur 2 und 3 beispielhaft dargestellte Epizykloidengetriebe 30 ist ein Planetengetriebe, bei dem der Planetenträger 34 über Gestänge 36 mit einer Ausgangswelle gekoppelt ist, wobei das Hohlrad 38 festgelegt ist. Jedoch kann eine beliebige andere geeignete Art von Epizykloidengetriebe 30 verwendet werden. Als ein weiteres Beispiel kann das Epizykloidengetriebe 30 eine Sternanordnung sein, bei der der Planetenträger 34 festgelegt gehalten wird, wobei gestattet wird, dass sich das Hohlrad (oder Außenrad) 38 dreht. Bei solch einer Anordnung wird das Gebläse 23 von dem Hohlrad 38 angetrieben. Als ein weiteres alternatives Beispiel kann das Getriebe 30 ein Differenzialgetriebe sein, bei dem gestattet wird, dass sich sowohl das Hohlrad 38 als auch der Planetenträger 34 drehen.
  • Es versteht sich, dass die in Figur 2 und 3 gezeigte Anordnung lediglich beispielhaft ist und verschiedene Alternativen möglich sind. Lediglich beispielhaft kann eine beliebige geeignete Anordnung zur Positionierung des Getriebes 30 in dem Triebwerk 10 und/oder zur Verbindung des Getriebes 30 mit dem Triebwerk 10 verwendet werden. Als ein weiteres Beispiel können die Verbindungen (z. B. die Gestänge 36, 40 in dem Beispiel von Figur 2) zwischen dem Getriebe 30 und anderen Teilen des Triebwerks 10 (wie z. B. der Eingangswelle 26, der Ausgangswelle und der festgelegten Struktur 24) einen gewissen Grad an Steifigkeit oder Flexibilität aufweisen. Als ein weiteres Beispiel kann eine beliebige geeignete Anordnung der Lager zwischen rotierenden und stationären Teilen des Triebwerks (beispielsweise zwischen der Eingangs- und der Ausgangswelle des Getriebes und den festgelegten Strukturen, wie z. B. dem Getriebegehäuse) verwendet werden, und die Offenbarung ist nicht auf die beispielhafte Anordnung von Figur 2 beschränkt. Beispielsweise ist für den Fachmann ohne Weiteres erkenntlich, dass sich die Anordnung von Ausgang und Stützgestängen und Lagerpositionierungen bei einer Sternanordnung (oben beschrieben) des Getriebes 30 in der Regel von jenen, die beispielhaft in Figur 2 gezeigt werden, unterscheiden würden.
  • Entsprechend dehnt sich die vorliegende Offenbarung auf ein Gasturbinentriebwerk mit einer beliebigen Anordnung der Getriebearten (beispielsweise sternförmig oder planetenartig), Stützstrukturen, Eingangs- und Ausgangswellenanordnung und Lagerpositionierungen aus.
  • Optional kann das Getriebe Neben- und/oder alternative Komponenten (z. B. den Mitteldruckverdichter und/oder einen Nachverdichter) antreiben.
  • Andere Gasturbinentriebwerke, bei denen die vorliegende Offenbarung Anwendung finden kann, können alternative Konfigurationen aufweisen. Beispielsweise können derartige Triebwerke eine alternative Anzahl an Verdichtern und/oder Turbinen und/oder eine alternative Anzahl an Verbindungswellen aufweisen. Als ein weiteres Beispiel weist das in Figur 1 gezeigte Gasturbinentriebwerk eine Teilungsstromdüse 20, 22 auf, was bedeutet, dass der Strom durch den Bypasskanal 22 seine eigene Düse aufweist, die von der Triebwerkskerndüse 20 separat und davon radial außen ist. Jedoch ist dies nicht einschränkend und ein beliebiger Aspekt der vorliegenden Offenbarung kann auch auf Triebwerke zutreffen, bei denen der Strom durch den Bypasskanal 22 und der Strom durch den Kern 11 vor (oder stromaufwärts) einer einzigen Düse, die als eine Mischstromdüse bezeichnet werden kann, vermischt oder kombiniert werden. Eine oder beide Düsen (ob Misch- oder Teilungsstrom) kann einen festgelegten oder variablen Bereich aufweisen. Obgleich sich das beschriebene Beispiel auf ein Turbogebläsetriebwerk bezieht, kann die Offenbarung beispielsweise bei einer beliebigen Art von Gasturbinentriebwerk, wie z. B. bei einem Open-Rotor- (bei dem die Gebläsestufe nicht von einer Triebwerksgondel umgeben wird) oder einem Turboprop-Triebwerk, angewendet werden. Bei einigen Anordnungen umfasst das Gasturbinentriebwerk 10 möglicherweise kein Getriebe 30.
  • Die Geometrie des Gasturbinentriebwerks 10 und Komponenten davon wird bzw. werden durch ein herkömmliches Achsensystem definiert, das eine axiale Richtung (die auf die Drehachse 9 ausgerichtet ist), eine radiale Richtung (in der Richtung von unten nach oben in Figur 1) und eine Umfangsrichtung (senkrecht zu der Ansicht in Figur 1) umfasst. Die axiale, die radiale und die Umfangsrichtung verlaufen senkrecht zueinander.
  • Im Kontext der vorliegenden Erfindung ist die Ausbildung einer Gehäusestrukturierung im Verdichtergehäuse von Bedeutung. Die Erfindung ist dabei grundsätzlich in der Fanstufe, in einem Niederdruckverdichter, einem Mitteldruckverdichter (sofern vorhanden) und/oder einem Hochdruckverdichter realisierbar.
  • Die Figur 4 zeigt in Schnittansicht eine Strukturbaugruppe, die einen Strömungspfad 25 definiert und ein Eintrittsleitrad 5, einen Rotor 6 und Strömungspfadberandungen umfasst. Der Strömungspfad 25 leitet den Kernluftstrom A gemäß der Figur 1 durch das Kerntriebwerk.
  • Der Strömungspfad 25 wird radial innen durch innere Wand- oder Nabenstrukturen 95 begrenzt, die eine innere Strömungspfadberandung 950 ausbilden. Radial außen wird der Strömungspfad 25 durch ein Verdichtergehäuse 4 begrenzt, dass eine radial äußere Strömungspfadberandung 410 ausbildet. Im dargestellten Ausführungsbeispiel, jedoch nicht notwendigerweise, befindet sich die Strukturbaugruppe im Bereich der ersten Stufe eines Verdichters. Dabei umfasst der Verdichter das Eintrittsleitrad 5, das im Staffelungswinkel verstellbare Statorschaufeln 50 aufweist. Durch das Eintrittsleitrad 5 wird der Drall in der Strömung erhöht und dadurch der nachfolgende Rotor 6 in effektiverer Weise angeströmt.
  • Der Rotor 6 umfasst eine Reihe von Rotorschaufeln bzw. Laufschaufeln 60, die sich im Strömungspfad 25 radial erstrecken. Die Laufschaufeln 60 weisen eine Vorderkante 61, eine Hinterkante 62 und eine Schaufelspitze 63 auf. Zwischen der Schaufelspitze 63 und dem Verdichtergehäuse 4 ist ein Spalt realisiert.
  • Zur Minimierung dieses Spaltes ist in das Verdichtergehäuse 4 ein Einlaufbelag 7 integriert. Die dem Strömungspfad 25 zugewandte Gehäusewand des Verdichtergehäuses 4 bildet hierzu eine entsprechende Aussparung 45 auf. An seiner dem Strömungspfad 25 zugewandten Seite bildet der Einlaufbelag 7 die Strömungspfadberandung 410 aus. An seiner radial äußeren Seite ist der Einlaufbelag 7 in der Aussparung 45 befestigt.
  • In den Einlaufbelag 7 ist eine Gehäusestrukturierung 8 integriert. Im dargestellten Ausführungsbeispiel ist diese durch Axialnuten 81 in Halbherz-Form realisiert. Eine solche Axialnut 81 in Halbherz-Form 81 ist in der Figur 4 schematisch dargestellt. Die Darstellung ist jedoch nicht dahingehend zu verstehen, dass die Gehäusestrukturierung 8 in radialer Richtung aus dem Einlaufbelag 7 herausstehen würde. Die Darstellung dient lediglich dazu, den axialen Verlauf der Axialnut 81 in Halbherz-Form anzuzeigen.
  • Ein weitergehendes Verständnis des Aufbaus der Gehäusestrukturierung 8 ergibt sich aus der Figur 5, die eine Schnittansicht durch ein Verdichtergehäuse 4 und einen Einlaufbelag 7 in einer Ebene senkrecht zur axialen Richtung, die durch die Maschinenachse 9 definiert ist, zeigt (entlang der Linie D-D der Figur 4). Die Drehrichtung des Rotors 6 ist mit u gekennzeichnet.
  • Zunächst wird terminologisch darauf hingewiesen, dass das Verdichtergehäuse 4 ein oberes Verdichtergehäuse 410 und ein unteres Verdichtergehäuse 420 aufweist. Das obere Verdichtergehäuse 410 und das untere Verdichtergehäuse 420 geben dabei räumliche Bereiche des Verdichtergehäuses 4 an. Diese sind durch die horizontale Ebene 100 voneinander getrennt. Das obere Verdichtergehäuse 410 und das untere Verdichtergehäuse 420 können grundsätzlich durch beliebige Strukturen gebildet sein.
  • Wie in der Figur 5 dargestellt, umfasst das Verdichtergehäuse ein oberes Umfangssegment 41 und ein unteres Umfangssegment 42. Die Umfangssegmente 41, 42 grenzen an den Strömungspfad 25 an. Das obere Umfangssegment 41 erstreckt sich im dargestellten Beispiel, jedoch nicht notwendigerweise, im Bereich des oberen Verdichtergehäuses 410. Das untere Umfangssegment 42 erstreckt sich im Bereich des unteren Verdichtergehäuses 420.
  • Die Umfangssegmente 41, 42 unterscheiden sich jedenfalls dadurch, dass nur eines der Umfangssegmente eine Gehäusestrukturierung ausbildet. So ist vorgesehen, dass lediglich das obere Umfangssegment 41 eine Gehäusestrukturierung 8 aufweist, während das untere Umfangssegment 42 keine Gehäusestrukturierung aufweist.
  • Wie in Bezug auf die Figur 4 erläutert, ist die Gehäusestrukturierung im dargestellten Ausführungsbeispiel, jedoch nicht notwendigerweise in dem Einlaufbelag ausgebildet. Dementsprechend weist das Gehäuse 4 einen oberen Einlaufbelag 71 auf, in dem eine Gehäusestrukturierung 8 realisiert ist, und einen unteren Einlaufbelag 72 auf, der ohne eine Gehäusestrukturierung realisiert ist. Die beiden Einlaufbeläge 71, 72 erstrecken sich in dem nicht-erfindungsgemäßen Beispiel der Figur 5 in Umfangsrichtung jeweils über 180° und grenzen in der horizontalen Ebene 100 aneinander an. Dabei kann vorgesehen sein, dass das Gehäuse 4 ein geteiltes Gehäuse ist, das zwei Gehäusehälften 411, 421 aufweist, wobei die Teilungsebene (d.h. die horizontale Ebene 100) zwischen den beiden Gehäusehälften 411, 421 auch die Grenze zwischen den beiden Umfangssegmenten 41, 42 bzw. Einlaufbelägen 71, 72 darstellt Gemäß der Erfindung weisen allerdings nur eines oder nur einige der Umfangssegmente einen Einlaufbelag auf.
  • Der obere Einlaufbelag 71, in dem eine Gehäusestrukturierung 8 realisiert ist, und der untere Einlaufbelag 72, der ohne eine Gehäusestrukturierung realisiert ist, bestehen gemäß einem Ausführungsbeispiel aus dem Material Metco 601NS, Metco 320NS oder Metco 314NS der Oerlikon Metco Switzerland in 8808 Pfäffikon, Schweiz. Metco 601NS ist eine Mischung aus Silizium-Aluminium-Pulvern und Polyester-Pulvern. Metco 320NS ist ein Aluminium-Silizium Bornitrid Pulver. Metco 314NS ist ein thermisches Spritzpulver aus einer Nickel Chrom Aluminium Bentonit Mischung.
  • Alternativ werden als Material für die Einlaufbeläge 71, 72 hochtemperaturfähige Kunststoffe, poröse Materialien oder metallische Wabenstrukturen eingesetzt.
  • Die radiale Dicke des oberen Einlaufbelags 71 und die radiale Dicke des unteren Einlaufbelags 72 sind jedenfalls in Ausführungsbeispielen der Erfindung identisch.
  • Entsprechend der verwendeten Terminologie sind die Einlaufbeläge 71, 72 Teil des Verdichtergehäuses 4. Die Umfangssegmente 41, 42, die nur teilweise mit einer Gehäusestrukturierung versehen sind, sind in der Figur 5 durch die Einlaufbeläge 71, 72 gebildet oder umfassen jedenfalls diese Einlaufbeläge 71, 72. Alternativ kann vorgesehen sein, dass die Umfangssegmente 41, 42 durch das eigentliche Verdichtergehäuse, d.h. die dem Strömungspfad 25 zugewandte Wand des Verdichtergehäuses gebildet sein. Im Falle einer Gehäusestrukturierung sind die entsprechenden Strukturen wie z.B. Axialnuten unmittelbar in der Gehäusewand ausgebildet.
  • In der Figur 5 sind in Schnittdarstellung auch die Axialnuten 81 in Halbherz-Form dargestellt. Wie erläutert, ist der axiale Verlauf dieser Axialnuten 81 in Halbherz-Form in der Figur 4 dargestellt. Gemäß der Figur 5 sind die Axialnuten 81 bezogen auf die radiale Richtung leicht geneigt. Dies kann in die eine oder in die andere Umfangsrichtung erfolgen. Auch können die Axialnuten 81 exakt in radialer Richtung verlaufen.
  • In einer Abwandlung des Beispiels der Figuren 4 und 5 und gemäß der Erfindung ist ein Einlaufbelag 72 lediglich in dem unteren Umfangssegment 72 vorgesehen. Für diesen Fall ist die Gehäusestrukturierung 8 nicht in einem oberen Einlaufbelag, sondern in einem oberen Umfangssegment 41 realisiert, das durch die Gehäusewand des Verdichtergehäuses realisiert ist. Damit in einem solchen Fall der Strömungspfad 25 keine Querschnittsveränderung aufweist, ist vorgesehen, dass das Gehäuse 4 entlang des axialen Bereichs, in dem es den unteren Einlaufbelag 72 aufnimmt, im unteren Verdichtergehäuse 420 einen größeren Gehäuseradius aufweist als im oberen Verdichtergehäuse 410.
  • In einer weiteren ebenfalls nicht-erfindungsgemäßen Abwandlung des Beispiels der Figuren 4 und 5 weist weder die obere Gehäusehälfte 410 noch die untere Gehäusehälfte 420 einen Einlaufbelag auf. In der oberen Gehäusehälfte ist ein Umfangssegment mit Gehäusestrukturierung ausgebildet. In der unteren Gehäusehälfte ist ein Umfangssegment ohne Gehäusestrukturierung ausgebildet.
  • Die Figur 6 zeigt ein weiteres Ausführungsbeispiel einer Strukturbaugruppe gemäß der vorliegenden Erfindung. Entsprechend der Beschreibung der Figur 4 umfasst die Strukturbaugruppe ein Verdichtergehäuse 4, das eine Strömungspfadberandung 410 ausbildet. Ein Rotor 6 umfasst Laufschaufeln 60, die jeweils eine Vorderkante 61, eine Hinterkante 62 und eine Schaufelspitze 63 aufweisen. Es ist zu erkennen, dass zwischen der Schaufelspitze 63 und der Strömungspfadberandung 410 ein Spalt ausgebildet ist. Die Maschinenachse 9 ist ebenfalls dargestellt.
  • Beim Ausführungsbeispiel der Figur 6 ist eine Gehäusestrukturierung 8 ohne die Verwendung eines Einlaufbelags direkt in der Gehäusewand des Verdichtergehäuses 4 ausgebildet. Die Gehäusestrukturierung wird wie auch beim Beispiel der Figuren 4 und 5 durch Axialnuten 81 in Halbherz-Form gebildet. Solche Axialnuten in Halbherz-Form sind in der DE 10 2007 056 953 A1 beschrieben.
  • Danach kann die Axialnut 81 mit Halbherz-Form weitergehend durch zwei Winkel α, β definiert werden. Diese spannen den Anfangsbereich und den Endbereich der durch die halbe Herzform vorgegebenen Querschnittskurve auf. Dabei sind die Winkelschenkel tangential zu dem anfangsseitigen bzw. endseitigen Kurvenverlauf angeordnet. Der Winkel α liegt beispielsweise im Bereich zwischen 20° und 70° zur Wand des Verdichtergehäuses und der Winkel β liegt beispielsweise im Bereich zwischen 30° und 80° zur Wand des Verdichtergehäuses.
  • Die Figur 6 zeigt des Weiteren, dass in Ausführungsbeispielen der Erfindung die Gehäusestrukturierung 8 im Bereich der Vorderkante 61 der Laufschaufeln 60 des Rotors 6 ausgebildet ist. Dabei ist die axiale Erstreckung der Axialnuten 81 derart gewählt, dass die Axialnuten 81 sich ausgehend von der Vorderkante 630 der Schaufelspitze 63 um eine bestimmte Erstreckungslänge entgegen der axialen Richtung und ausgehend von der Vorderkante 630 um eine bestimmte Erstreckungslänge in der axialen Richtung erstrecken. Die Erstreckungslänge in die beiden genannten Richtungen beträgt dabei beispielsweise maximal 50 % der axialen Länge der Schaufelspitze 63. Eine derartige axiale Erstreckung der Gehäusestrukturierung kann auch bei in anderer Weise ausgebildeten Gehäusestrukturierungen vorgesehen sein.
  • Es versteht sich, dass die Erfindung nicht auf die oben beschriebenen Ausführungsformen beschränkt ist und verschiedene Modifikationen und Verbesserungen vorgenommen werden können, ohne von den hier beschriebenen Konzepten abzuweichen. Beispielsweise kann eine andere segmentale Aufteilung des Verdichtergehäuses vorgesehen sein.

Claims (12)

  1. Strukturbaugruppe für einen Verdichter einer Strömungsmaschine, die aufweist:
    - ein Laufrad (6) mit einer Mehrzahl von Schaufeln (60), die sich in einem Strömungspfad (25) der Strömungsmaschine radial erstrecken, und
    - ein Verdichtergehäuse (4), das eine Strömungspfadberandung (410) ausbildet, die den Strömungspfad (25) durch die Strömungsmaschine radial außen begrenzt, wobei
    - das Verdichtergehäuse (4) angrenzend an das Laufrad (6) eine
    Gehäusestrukturierung (8) aufweist die einer rotierenden Ablösung entgegenwirkt,
    - das Verdichtergehäuse (4) eine Mehrzahl von Umfangssegmenten (41, 42) aufweist, die sich in Umfangsrichtung erstrecken, wobei nur eines oder nur einige der Umfangssegmente (41) die
    Gehäusestrukturierung (8) ausbilden, und
    - mindestens ein Umfangssegment (41, 42) des Verdichtergehäuses (4) einen
    Einlaufbelag (7, 71, 72) aufweist,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass nur eines oder nur einige der Umfangssegmente (41) einen Einlaufbelag (71) aufweisen, wobei die Umfangsegmente (41, 42) zwei unterschiedliche Gehäuseradien aufweisen, wobei der Gehäuseradius eines Umfangssegments, das einen Einlaufbelag (7, 71, 72) aufweist, größer ist als der Gehäuseradius eines Umfangsegments, das keinen Einlaufbelag aufweist.
  2. Strukturbaugruppe nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass das Verdichtergehäuse (4) eine obere Gehäusehälfte (410) und eine untere Gehäusehälfte (420) aufweist, die sich jeweils in Umfangsrichtung über einen Umfangsbereich von 180° erstrecken, und dass das Umfangssegment (41) oder die Umfangssegmente, die die Gehäusestrukturierung (8) ausbilden, in der oberen Gehäusehälfte (410) des Verdichtergehäuses (4) ausgebildet sind.
  3. Strukturbaugruppe nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, dass das Verdichtergehäuse (4) genau zwei Umfangssegmente (41, 42) aufweist, wobei ein oberes Umfangssegment (41) in der oberen Gehäusehälfte und ein unteres Umfangssegment (42) in der unteren Gehäusehälfte ausgebildet ist, und wobei die Gehäusestrukturierung (8) in dem oberen Umfangssegment (41) ausgebildet ist.
  4. Strukturbaugruppe nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Umfangssegmente (41, 42) den gleichen Erstreckungswinkel in Umfangsrichtung aufweisen.
  5. Strukturbaugruppe nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Abfolge der Umfangssegmente (41, 42) in Umfangsrichtung umfangsasymmetrisch ist.
  6. Strukturbaugruppe nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass zumindest ein Umfangssegment (41), das die Gehäusestrukturierung (8) aufweist, einen Einlaufbelag (71) aufweist, wobei die Gehäusestrukturierung (8) in dem Einlaufbelag (71) ausgebildet ist.
  7. Strukturbaugruppe nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, dass nur das obere Umfangssegment (41) oder nur das untere Umfangssegment (42) einen Einlaufbelag aufweist und die beiden Umfangssegmente (41, 42) einen unterschiedlichen Gehäuseradius aufweisen.
  8. Strukturbaugruppe nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass das Verdichtergehäuse (4) durch ein zweigeteiltes Gehäuse gebildet ist, dass zwei Teile (411, 421) aufweist, die sich jeweils über 180° in Umfangsrichtung erstrecken.
  9. Strukturbaugruppe nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Gehäusestrukturierung (8) umfangsdiskret ausgebildet ist.
  10. Strukturbaugruppe nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Gehäusestrukturierung (8) in Form von Halbherz-Axialnuten (81) ausgebildet ist.
  11. Strukturbaugruppe nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Gehäusestrukturierung (8) angrenzend an die Vorderkante der Laufschaufeln im Verdichtergehäuse (4) ausgebildet ist.
  12. Strukturbaugruppe nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass das Laufrad (6) in BLISK-Bauweise ausgebildet ist.
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