EP3997310A1 - Guide vane segment having a support portion rib - Google Patents

Guide vane segment having a support portion rib

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Publication number
EP3997310A1
EP3997310A1 EP20740180.3A EP20740180A EP3997310A1 EP 3997310 A1 EP3997310 A1 EP 3997310A1 EP 20740180 A EP20740180 A EP 20740180A EP 3997310 A1 EP3997310 A1 EP 3997310A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
guide vane
support section
face
rib
vane segment
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
EP20740180.3A
Other languages
German (de)
French (fr)
Inventor
Markus Schlemmer
Oliver Thiele
Grzegorz Bialek
Marcin Jastrzebski
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
MTU Aero Engines AG
Original Assignee
MTU Aero Engines AG
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by MTU Aero Engines AG filed Critical MTU Aero Engines AG
Publication of EP3997310A1 publication Critical patent/EP3997310A1/en
Pending legal-status Critical Current

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Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • F01D9/041—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector using blades
    • 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
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/323—Application in turbines in gas turbines for aircraft propulsion, e.g. jet engines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/12—Fluid guiding means, e.g. vanes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/80—Platforms for stationary or moving blades

Definitions

  • the present invention relates to a guide vane segment for a gas turbine, in particular an aircraft gas turbine, with at least one guide vane, a radially inner shroud and a radially outer shroud, the at least one guide vane extending between the inner shroud and the outer shroud, and the inner shroud or / and the outer shroud has or have a respective support section extending along the circumferential direction with a respective axial end face.
  • the area of the shrouds is usually also used to clamp a guide blade segment in a machining device in order to be able to machine the guide blades in the desired manner, for example to grind them.
  • forces acting on the support section or the end face supported in the processing device are absorbed by the clamping and the machining.
  • the object on which the invention is based is seen in specifying a guide vane segment in which crack formation can be avoided by machining.
  • a guide vane segment is therefore proposed for a gas turbine, in particular an aircraft gas turbine, with at least one guide vane, a radially inner shroud and a radial one
  • the at least one guide vane extends between the inner shroud and the outer shroud, and wherein the inner shroud and / or the outer shroud has or have a respective circumferential support section with a respective axial end face.
  • the support section on the relevant inner shroud and / or on the relevant outer shroud has at least one support section rib running in the radial direction, which is connected to the support section, in particular is integrally formed in one piece, and one in the end face of the support section transitional rib face has.
  • the support section rib also has a stiffening function for the support section, which is usually rather thin in the radial direction.
  • the axial end face which adjoins the (respective) rib end face and which can be arranged axially front, axially rear, radially outside or radially inside, can have a maximum radial extension of 5 mm, in particular 2 mm.
  • the rib end face and the end face of the support section can be formed flat to one another. This results in a flat and continuously enlarged support surface, which is formed from the end face and the rib end face.
  • the rib end face and the end face on the radially inner shroud and / or on the radially outer shroud can, with a support surface on the other of the inner and outer shrouds, which support surface can include the other end face or rib end face and end face, a support surface of the Leitschau lying within a common plane Form rock segment with which the guide vane segment can be supported in the axial direction on a flat base.
  • the end face (s) and the rib end face (s) can form support and / or concave surfaces by means of which the guide vane segment, especially if it is clamped for processing in a processing device, can be supported on a flat surface that runs parallel or substantially parallel to the circumferential and radial direction, in particular with surface contact between the support surface and the flat contact surface.
  • the support surface thus preferably forms an axial boundary surface of the guide vane segment.
  • the guide vane segment comprises both such an axially front (upstream) and such an axially rear (downstream) support surface, both of which comprise one or more rib end faces on the inner shroud and / or on the radially outer shroud.
  • the rib end face of a support section rib can correspond to approximately 2% to 15%, preferably approximately 6% to 12%, of the end face of the support section. In other words, the support surface available is increased by approximately 2 to 15% by providing a support section rib.
  • the guide vane segment can have three or more guide vanes.
  • the at least one support section rib can be formed in the center of the support section in relation to the extent of the support section in the circumferential direction.
  • the guide vane segment has two or more support section ribs which are arranged distributed along the support section, in particular are arranged distributed regularly.
  • the arrangement of support section ribs can take place as a function of the configuration of the guide vane segment, in particular its extent in the circumferential direction and the dimensioning of the support section. This ensures that the additional rib face is made available at suitable points in order to be able to distribute the acting forces as well as possible.
  • the at least one support section rib in particular all of the support section ribs, can be formed on that side of the respective shroud which faces away from a gas duct. This ensures that the additional support section rib (s) do not impair or impair the flow in a gas turbine.
  • a gas turbine in particular an aircraft gas turbine, with at least one guide vane ring, which is provided on the compressor side or on the turbine side, and which is formed from a plurality of Leitschaufelsegmen th arranged next to one another in the circumferential direction, as have been described above.
  • the support section ribs have no role or function in the operation of a gas turbine.
  • the increase in weight in a guide vane segment caused by the support section ribs can be viewed as negligible, in particular also from the point of view that the formation of cracks and thus costly repairs or replacement of guide vane segments can be avoided.
  • Fig. 1 in a simplified schematic representation of a schematic diagram of a Fluggastur bine.
  • FIG. 2 shows a known guide vane segment with a support section on the radially inner shroud in a simplified and schematic front and side view
  • FIG. 3 shows an example of a guide vane segment with a support section with a support section rib in a simplified and schematic front and side view
  • the gas turbine 10 comprises a fan 12 which is surrounded by an indicated jacket 14. In the axial direction AR of the gas turbine 10, the fan 12 is followed by a compressor 16 which is accommodated in an indicated inner housing 18 and can be configured in one or more stages.
  • the combustion chamber 20 adjoins the compressor 16. Hot exhaust gas flowing out of the combustion chamber then flows through the adjoining turbine 22, which can be designed in one or more stages.
  • the turbine 22 comprises a high-pressure turbine 24 and a low-pressure turbine 26.
  • a hollow shaft 28 connects the high-pressure turbine 24 to the compressor 16, in particular a high-pressure compressor 29, so that these are driven or rotated together.
  • a further inner shaft 30 in the radial direction RR of the turbine connects the low-pressure turbine 26 to the fan 12 and to a low-pressure compressor 32, so that these are driven or rotated together.
  • a thrust nozzle 33 which is only indicated here, adjoins the turbine 22.
  • an intermediate turbine housing 34 is arranged between the high-pressure turbine 24 and the low-pressure turbine 26 and is arranged around the shafts 28, 30. In its radially outer region 36, the turbine intermediate housing 34 is flowed through by hot exhaust gases from the high-pressure turbine 24. The hot exhaust gas then passes into an annular space 38 of the low-pressure turbine 26.
  • Rotor blade rings 27 of the compressors 28, 32 and the turbines 24, 26 are shown by way of example.
  • Guide vane rings 31 that are normally present are shown by way of example only for compressor 32 for reasons of clarity.
  • FIG. 2 shows a known guide vane segment 40 in a simplified and schematic perspective illustration.
  • the guide vane segment 40 has a radially outer shroud 42 and a radially inner shroud 44.
  • three guide vanes 46 extend between the shrouds 42, 44.
  • the radially inner shroud 44 has a support section 48 extending along the circumferential direction UR.
  • the support section 48 projects in the axial direction AR over an edge section 50 of the inner shroud 44.
  • An end face 52 of the support section 48 is usually oriented essentially orthogonally to the axial direction AR and extends in a plane spanned by the circumferential direction UR and the radial direction RR.
  • fastening sections 54 can be seen radially inward on the inner shroud 44, which serve to connect the guide vane segment 40 to further structural components of the gas turbine, not shown.
  • Fastening structures 56 which serve to fasten the guide vane segment 40 within the gas turbine, are likewise shown on the outer shroud 42 radially on the outside.
  • respective cooling lines 58, 60 on the two shrouds 42, 44 are shown.
  • a guide vane segment 40 is machined, for example ground, by means of a machining device not shown here, the guide vane segment 40 can be clamped into the machining device in the area of the inner shroud 44.
  • the support section 48 rests with its end face 52 on a corresponding counterpart of the processing device and is subjected to pressure for clamping.
  • a support section rib 62 is formed on the support section 48.
  • the support section rib 62 is connected to the support section 48, in particular connected in one piece or formed integrally.
  • the support section rib 62 has a rib face 64 which also runs essentially orthogonally to the axial direction AR and lies in a plane spanned by the circumferential direction UR and the radial direction RR.
  • the rib end face 64 and the end face 52 of the support section 48 together form a continuous or entire support surface 66.
  • the rib end face additionally provided by the support section rib 62 has an area that corresponds to approximately 2% to 15%, preferably approximately 6% to 12%, of the area of the end face 50 of the support section 48.
  • the entire support surface 66, which is formed by the end face 52 and the rib face 64 has an area , which corresponds to 1.02 times to 1.15 times the surface area of the end face 52.
  • the end face 50 and the rib end face 64 can be designed so as to be flat to one another, i.e. they lie in the same plane.
  • the forces acting can be better distributed, so that no cracks form in the support section 48.
  • the support section rib 62 can be arranged in the circumferential direction in the middle of the length of the support section 48.
  • a support section rib 62 is only an example and there can also be two or more support section ribs may be provided.
  • two white support section ribs 62a are indicated by dashed lines in FIG.
  • a guide vane element 40 could thus have only the support section rib 62 or only the support section ribs 62a or all three support section ribs 62, 62a.
  • a guide vane segment which extends over a larger area in the circumferential direction UR and optionally also has more guide vanes, can also have more support section ribs.
  • the overall available support surface 66 can be further enlarged by providing several support section ribs 62, 62a.

Abstract

The invention relates to a guide vane segment (40) for a gas turbine (10), in particular an aircraft gas turbine, comprising: at least one guide vane (46); a radially inner cover strip (44); and a radially outer cover strip (42), the at least one guide vane (46) extending between the inner cover strip (44) and the outer cover strip (42), and the inner cover strip (44) and/or the outer cover strip (42) having a support portion (48) running in the circumferential direction (UR), each support portion having an axial end face (52). Each support portion (48) on the inner cover strip (44) and/or on the outer cover strip (42) has at least one support portion rib (62) running in the radial direction (RR), which support portion rib is connected to the support portion (48), in particular is formed integrally therewith, and has a rib end face (64), which transitions into the end face (52) of the support portion (48).

Description

Leitschaufelsegment mit Stützabschnittsrippe Guide vane segment with support section rib
Die vorliegende Erfindung betrifft ein Leitschaufelsegment für eine Gasturbine, insbesondere Fluggasturbine, mit wenigstens einer Leitschaufel, einem radial inneren Deckband und einem radial äußeren Deckband, wobei sich die wenigstens eine Leitschaufel zwischen dem inneren Deckband und dem äußeren Deckband erstreckt, und wobei das innere Deckband oder/und das äußere Deckband einen jeweiligen entlang der Umfangsrichtung verlaufenden Stützab schnitt aufweist bzw. aufweisen mit einer jeweiligen axialen Stirnfläche. The present invention relates to a guide vane segment for a gas turbine, in particular an aircraft gas turbine, with at least one guide vane, a radially inner shroud and a radially outer shroud, the at least one guide vane extending between the inner shroud and the outer shroud, and the inner shroud or / and the outer shroud has or have a respective support section extending along the circumferential direction with a respective axial end face.
Richtungsangaben wie„Axial-“ bzw.„axial“,„Radial-“ bzw.„radial“ und„Umfangs-“ sind grundsätzlich auf die Maschinenachse der Gasturbine bezogen zu verstehen, sofern sich aus dem Kontext nicht explizit oder implizit etwas anderes ergibt. Directional information such as “axial” or “axial”, “radial” or “radial” and “circumferential” are to be understood as referring to the machine axis of the gas turbine, unless the context explicitly or implicitly indicates otherwise.
Der Bereich der Deckbänder wird übelicherweise auch dazu genutzt, ein Leitschaufelseg ment in einer Bearbeitungseinrichtung einzuspannen, um die Leitschaufeln in gewünschter Weise bearbeiten zu können, beispielsweise zu schleifen. Dabei werden durch die Einspan nung und durch die Bearbeitung wirkende Kräfte über den Stützabschnitt bzw. die in der Be arbeitungseinrichtung abgestützte Stirnfläche aufgenommen. The area of the shrouds is usually also used to clamp a guide blade segment in a machining device in order to be able to machine the guide blades in the desired manner, for example to grind them. In this case, forces acting on the support section or the end face supported in the processing device are absorbed by the clamping and the machining.
Aufgrund der beim Bearbeiten eines Leitschaufelsegments wirkenden Kräfte kann es im Stützabschnitt zu unerwünschten Rissen kommen, weil auf dem Stützabschnitt sehr hohe Druckkräfte wirken. Due to the forces acting when machining a guide vane segment, undesired cracks can occur in the support section because very high compressive forces act on the support section.
Die der Erfindung zu Grunde liegende Aufgabe wird darin gesehen, ein Leitschaufelsegment anzugeben, bei dem die Rissbildung durch Bearbeitung vermieden werden kann. The object on which the invention is based is seen in specifying a guide vane segment in which crack formation can be avoided by machining.
Diese Aufgabe wird gelöst durch ein Leitschaufelsegment mit den Merkmalen des Patentanspruchs 1 und eine Gasturbine mit den Merkmalen des Patentanspruchs 8. Vorteilhafte Aus gestaltungen mit zweckmäßigen Weiterbildungen sind in den abhängigen Patentansprüchen angegeben. This object is achieved by a guide vane segment with the features of claim 1 and a gas turbine with the features of claim 8. Advantageous designs with expedient developments are specified in the dependent claims.
Vorgeschlagen wird also ein Leitschaufelsegment für eine Gasturbine, insbesondere Fluggas turbine, mit wenigstens einer Leitschaufel, einem radial inneren Deckband und einem radial A guide vane segment is therefore proposed for a gas turbine, in particular an aircraft gas turbine, with at least one guide vane, a radially inner shroud and a radial one
Bestätigungskopie äußeren Deckband, wobei sich die wenigstens eine Leitschaufel zwischen dem inneren Deck band und dem äußeren Deckband erstreckt, und wobei das innere Deckband oder/und das äu ßere Deckband einen jeweiligen entlang der Umfangsrichtung verlaufenden Stützabschnitt aufweist bzw. aufweisen mit einer jeweiligen axialen Stirnfläche. Dabei ist vorgesehen, dass der Stützabschnitt an dem betreffenden inneren Deckband oder/und an dem betreffenden äu ßeren Deckband wenigstens eine in Radialrichtung verlaufende Stützabschnittsrippe aufweist, die mit dem Stützabschnitt verbunden ist, insbesondere einstückig integral ausgebildet ist, und die eine in die Stirnfläche des Stützabschnitts übergehende Rippenstirnfläche auf weist. Confirmation copy outer shroud, wherein the at least one guide vane extends between the inner shroud and the outer shroud, and wherein the inner shroud and / or the outer shroud has or have a respective circumferential support section with a respective axial end face. It is provided that the support section on the relevant inner shroud and / or on the relevant outer shroud has at least one support section rib running in the radial direction, which is connected to the support section, in particular is integrally formed in one piece, and one in the end face of the support section transitional rib face has.
Durch die Stützabschnittsrippe und ihre Rippenstirnfläche können die beim Bearbeiten des Leitschaufelsegments auftretenden Kräfte besser verteilt und aufgenommen werden, so dass der Rissbi ldung entgegen gewirkt werden kann. Ferner hat die Stützabschnittsrippe auch eine versteifende Funktion für den üblicherweise in Radialrichtung eher dünn ausgebildeten Stützabschnitt. The forces occurring when machining the guide vane segment can be better distributed and absorbed by the support section rib and its rib face, so that the formation of cracks can be counteracted. Furthermore, the support section rib also has a stiffening function for the support section, which is usually rather thin in the radial direction.
Die axiale Stirnfläche, die an die (jeweilige) Rippenstirnfläche angrenzt und die axial vorne, axial hinten, radial außen oder radial innen angeordnet sein kann, kann eine maximale radi ale Ausdehnung von 5mm, insbesondere 2mm aufweisen. The axial end face, which adjoins the (respective) rib end face and which can be arranged axially front, axially rear, radially outside or radially inside, can have a maximum radial extension of 5 mm, in particular 2 mm.
Die Rippenstirnfläche und die Stirnfläche des Stützabschnitt können plan zueinander ausge bildet sein. Hierdurch ergibt sich eine ebene und durchgehend vergrößerte Stützfläche, die aus der Stirnfläche und der Rippenstirnfläche gebildet ist. Durch die Vergrößerung der insge samt zur Verfügung stehenden Fläche, über die Kräfte übertragen werden können, erfolgt eine bessere Kraftverteilung innerhalb des Stützabschnitts, so dass der Rissbildung entgegen gewirkt werden kann. The rib end face and the end face of the support section can be formed flat to one another. This results in a flat and continuously enlarged support surface, which is formed from the end face and the rib end face. By increasing the total available area over which forces can be transmitted, there is a better distribution of forces within the support section, so that cracking can be counteracted.
Die Rippenstirnfläche und die Stirnfläche am radial inneren Deckband und/oder am radial äußeren Deckband können mit einer Stützfläche am anderen des inneren und äußeren Deck bandes, welche Stützfläche die andere Stirnfläche oder Rippenstirnfläche und Stirnfläche umfassen kann, eine innerhalb einer gemeinsamen Ebene liegende Stützfläche des Leitschau felsegments bilden, mit der das Leitschaufelsegment in Axialrichtung auf einer ebenen Unterlage abgestützt werden kann. Mit anderen Worten können die Stirnfläche(n) und die Rip- penstirnfläche(n) Auflage- und/oder Konkatktflächen bilden, mittels derer das Leitschaufel- segment, insbesondere wenn es für die Bearbeitung in einer Bearbeitungsvorrichtung einge spannt ist, auf einer ebenen Unterlage, die parallel oder im Wesentlichen parallel zur Um fangs- und Radialrichtung verläuft, abgestützt werden kann, insbesondere mit Flächenkon takt zwischen der Stützfläche und der ebenen Auflagefläche. Die Stützfläche bildet also vor zugsweise eine axiale Grenzfläche des Leitschaufelsegments. The rib end face and the end face on the radially inner shroud and / or on the radially outer shroud can, with a support surface on the other of the inner and outer shrouds, which support surface can include the other end face or rib end face and end face, a support surface of the Leitschau lying within a common plane Form rock segment with which the guide vane segment can be supported in the axial direction on a flat base. In other words, the end face (s) and the rib end face (s) can form support and / or concave surfaces by means of which the guide vane segment, especially if it is clamped for processing in a processing device, can be supported on a flat surface that runs parallel or substantially parallel to the circumferential and radial direction, in particular with surface contact between the support surface and the flat contact surface. The support surface thus preferably forms an axial boundary surface of the guide vane segment.
In einer Weiterbildung umfasst das Leitschaufelsegments sowohl eine derartige axial vordere (stromaufwärtige) als auch eine derartige axial hintere (stromabwärtige) Stützfläche, die beide eine oder mehrere Rippenstirnflächen am inneren Deckband und/oder am radial äuße ren Deckband umfassen. In a further development, the guide vane segment comprises both such an axially front (upstream) and such an axially rear (downstream) support surface, both of which comprise one or more rib end faces on the inner shroud and / or on the radially outer shroud.
Die Rippenstirnfläche einer Stützabschnittsrippe kann etwa 2% bis 15%, vorzugsweise etwa 6% bis 12%, der Stirnfläche des Stützabschnitts entsprechen. Anders ausgedrückt wird also die zur Verfügung stehende Stützfläche um etwa 2 bis 15% vergrößert durch das Vorsehen von einer Stützabschnittsrippe. The rib end face of a support section rib can correspond to approximately 2% to 15%, preferably approximately 6% to 12%, of the end face of the support section. In other words, the support surface available is increased by approximately 2 to 15% by providing a support section rib.
Das Leitschaufelsegment kann drei oder mehr Leitschaufeln aufweisen. The guide vane segment can have three or more guide vanes.
Die wenigstens eine Stützabschnittsrippe kann bezogen auf die Erstreckung des Stützab schnitts im Umfangsrichtung in der Mitte des Stützabschnitts ausgebildet sein. Alternativ das Leitschaufelsegment zwei oder mehr Stützabschnittsrippen aufweist, die entlang des Stützab schnitts verteilt angeordnet sind, insbesondere regelmäßig verteilt angeordnet sind. Entsprechend kann die Anordnung von Stützabschnittsrippen in Abhängigkeit der Ausgestaltung des Leitschaufelsegments, insbesondere seiner Ausdehnung in Umfangsrichtung und der Dimen sionierung des Stützabschnitts, erfolgen. Hierdurch wird sichergestellt, dass die zusätzliche Rippenstirnfläche an geeigneten Stellen bereitgestellt wird, um die wirkenden Kräfte mög lichst gut verteilen zu können. The at least one support section rib can be formed in the center of the support section in relation to the extent of the support section in the circumferential direction. Alternatively, the guide vane segment has two or more support section ribs which are arranged distributed along the support section, in particular are arranged distributed regularly. Correspondingly, the arrangement of support section ribs can take place as a function of the configuration of the guide vane segment, in particular its extent in the circumferential direction and the dimensioning of the support section. This ensures that the additional rib face is made available at suitable points in order to be able to distribute the acting forces as well as possible.
Die wenigstens eine Stützabschnittsrippe, insbesondere alle Stützabschnittsrippen, kann bzw. können auf derjenigen Seite des jeweiligen Deckbandes ausgebildet sein, die von einem Gas kanal abgewandt ist. Hierdurch wird sichergestellt, dass die zusätzliche(n) Stützab- schnittsrippe(n) die Strömung in einer Gasturbine nicht beeinträchtigt bzw. beeinträchtigen. The at least one support section rib, in particular all of the support section ribs, can be formed on that side of the respective shroud which faces away from a gas duct. This ensures that the additional support section rib (s) do not impair or impair the flow in a gas turbine.
Die obige Aufgabe wird auch gelöst durch eine Gasturbine, insbesondere Fluggasturbine, mit wenigstens einem Leitschaufelkranz, der verdichterseitig oder turbinenseitig vorgesehen ist, und der aus mehreren in Umfangsrichtung nebeneinander angeordneten Leitschaufelsegmen ten gebildet ist, wie sie oben beschrieben worden sind. In Bezug auf die Gasturbine, die ei nen Leitschaufelkranz mit solchen Leitschaufelsegmenten aufweist, wird noch darauf hinge wiesen, dass die Stützabschnittsrippen im Betrieb einer Gasturbine keine Rolle bzw. Funk tion haben. Die durch die Stützabschnittsrippen hervorgerufene Gewichtszunahme bei einem Leitschaufelsegment kann als vernachlässigbar angesehen werden, insbesondere auch unter dem Gesichtspunkt, dass die Rissbildung und somit aufwändige Reparaturen bzw. Austausch von Leitschaufelsegmenten vermieden werden können. The above object is also achieved by a gas turbine, in particular an aircraft gas turbine, with at least one guide vane ring, which is provided on the compressor side or on the turbine side, and which is formed from a plurality of Leitschaufelsegmen th arranged next to one another in the circumferential direction, as have been described above. With regard to the gas turbine, which has a guide vane ring with such guide vane segments, it is pointed out that the support section ribs have no role or function in the operation of a gas turbine. The increase in weight in a guide vane segment caused by the support section ribs can be viewed as negligible, in particular also from the point of view that the formation of cracks and thus costly repairs or replacement of guide vane segments can be avoided.
Nachfolgend wird die Erfindung unter Bezugnahme auf die anliegenden Figuren beispielhaft und nicht einschränkend beschrieben. Dabei zeigt The invention is described below by way of example and not in a restrictive manner with reference to the accompanying figures. It shows
Fig. 1 in einer vereinfachten schematischen Darstellung ein Prinzipbild einer Fluggastur bine. Fig. 1 in a simplified schematic representation of a schematic diagram of a Fluggastur bine.
Fig. 2 ein bekanntes Leitschaufelsegment mit Stützabschnitt am radial inneren Deckband in vereinfachter und schematischer Vorder- und Seitenansicht; 2 shows a known guide vane segment with a support section on the radially inner shroud in a simplified and schematic front and side view;
Fig. 3 ein Beispiel eines Leitschaufelsegments mit Stützabschnitt mit Stützabschnittsrippe in vereinfachter und schematischer Vorder- und Seitenansicht; 3 shows an example of a guide vane segment with a support section with a support section rib in a simplified and schematic front and side view;
Fig. 1 zeigt schematisch und vereinfacht eine Fluggasturbine 10, die rein beispielhaft als Mantelstromtriebwerk illustriert ist. Die Gasturbine 10 umfasst einen Fan 12, der von einem angedeuteten Mantel 14 umgeben ist. In Axialrichtung AR der Gasturbine 10 schließt sich an den Fan 12 ein Verdichter 16 an, der in einem angedeuteten inneren Gehäuse 18 aufgenom men ist und einstufig oder mehrstufig ausgebildet sein kann. An den Verdichter 16 schließt sich die Brennkammer 20 an. Aus der Brennkammer ausströmendes heißes Abgas strömt dann durch die sich anschließende Turbine 22, die einstufig oder mehrstufig ausgebildet sein kann. Im vorliegenden Beispiel umfasst die Turbine 22 eine Hochdruckturbine 24 und eine iederdruckturbine 26. Eine Hohlwelle 28 verbindet die Hochdruckturbine 24 mit dem Ver dichter 16, insbesondere einem Hochdruckverdichter 29, so dass diese gemeinsam angetrie ben bzw. gedreht werden. Eine in Radialrichtung RR der Turbine weitere innen liegende Welle 30 verbindet die Niederdruckturbine 26 mit dem Fan 12 und mit einem Niederdruck verdichter 32, so dass diese gemeinsam angetrieben bzw. gedreht werden. An die Turbine 22 schließt sich eine hier nur angedeutete Schubdüse 33 an. Im dargestellten Beispiel einer Fluggasturbine 10 ist zwischen der Hochdruckturbine 24 und der Niederdruckturbine 26 ein Turbinenzwischengehäuse 34 angeordnet, das um die Wellen 28, 30 angeordnet ist. In seinem radial äußeren Bereich 36 wird das Turbinenzwischenge häuse 34 von heißen Abgasen aus der Hochdruckturbine 24 durchströmt. Das heiße Abgas gelangt dann in einen Ringraum 38 der Niederdruckturbine 26. Von den Verdichtern 28, 32 und den Turbinen 24, 26 sind beispielhaft Laufschaufelkränze 27 dargestellt. Üblicherweise vorhandene Leitschaufelkränze 31 sind aus Gründen der Übersicht beispielhaft nur bei dem Verdichter 32 dargestellt. 1 shows schematically and in a simplified manner an aircraft gas turbine 10 which is illustrated purely by way of example as a turbofan engine. The gas turbine 10 comprises a fan 12 which is surrounded by an indicated jacket 14. In the axial direction AR of the gas turbine 10, the fan 12 is followed by a compressor 16 which is accommodated in an indicated inner housing 18 and can be configured in one or more stages. The combustion chamber 20 adjoins the compressor 16. Hot exhaust gas flowing out of the combustion chamber then flows through the adjoining turbine 22, which can be designed in one or more stages. In the present example, the turbine 22 comprises a high-pressure turbine 24 and a low-pressure turbine 26. A hollow shaft 28 connects the high-pressure turbine 24 to the compressor 16, in particular a high-pressure compressor 29, so that these are driven or rotated together. A further inner shaft 30 in the radial direction RR of the turbine connects the low-pressure turbine 26 to the fan 12 and to a low-pressure compressor 32, so that these are driven or rotated together. A thrust nozzle 33, which is only indicated here, adjoins the turbine 22. In the illustrated example of an aircraft gas turbine 10, an intermediate turbine housing 34 is arranged between the high-pressure turbine 24 and the low-pressure turbine 26 and is arranged around the shafts 28, 30. In its radially outer region 36, the turbine intermediate housing 34 is flowed through by hot exhaust gases from the high-pressure turbine 24. The hot exhaust gas then passes into an annular space 38 of the low-pressure turbine 26. Rotor blade rings 27 of the compressors 28, 32 and the turbines 24, 26 are shown by way of example. Guide vane rings 31 that are normally present are shown by way of example only for compressor 32 for reasons of clarity.
Die nachfolgende Beschreibung einer Ausführungsform der Erfindung bezieht sich insbesondere auf Leitschaufelsegmente, die einen Leitschaufelkranz für die Turbinen 24, 26 oder die Verdichter 28, 32 bilden. The following description of an embodiment of the invention relates in particular to guide vane segments which form a guide vane ring for the turbines 24, 26 or the compressors 28, 32.
Fig. 2 zeigt in einer vereinfachten und schematischen Perspektivdarstellung ein bekanntes Leitschaufelsegment 40. Das Leitschaufelsegment 40 weist ein radial äußeres Deckband 42 und ein radial inneres Deckband 44 auf. Zwischen den Deckbändern 42, 44 erstrecken sich im gezeigten Beispiel drei Leitschaufeln 46. Das radial innere Deckband 44 weist einen ent lang der Umfangsrichtung UR verlaufenden Stützabschnitt 48 auf. Der Stützabschnitt 48 steht in Axialrichtung AR über einen Randabschnitt 50 des inneren Deckbandes 44 vor. Eine Stirnfläche 52 des Stützabschnitts 48 ist üblicherweise im Wesentlichen orthogonal zur Axialrichtung AR ausgerichtet und erstreckt sich in einer durch die Umfangsrichtung UR und die Radialrichtung RR aufgespannten Ebene. FIG. 2 shows a known guide vane segment 40 in a simplified and schematic perspective illustration. The guide vane segment 40 has a radially outer shroud 42 and a radially inner shroud 44. In the example shown, three guide vanes 46 extend between the shrouds 42, 44. The radially inner shroud 44 has a support section 48 extending along the circumferential direction UR. The support section 48 projects in the axial direction AR over an edge section 50 of the inner shroud 44. An end face 52 of the support section 48 is usually oriented essentially orthogonally to the axial direction AR and extends in a plane spanned by the circumferential direction UR and the radial direction RR.
Der Vollständigkeit halber wird noch darauf hingewiesen, dass radial innen an dem inneren Deckband 44 Befestigungsabschnitte 54 ersichtlich sind, die dazu dienen, das Leitschaufel segment 40 mit weiteren, nicht dargestellten Strukturbauteilen der Gasturbine zu verbinden. Radial außen sind an dem äußeren Deckband 42 ebenfalls Befestigungsstrukturen 56 gezeigt, die dazu dienen, das Leitschaufelsegment 40 innerhalb der Gasturbine zu befestigen. Ferner sind noch jeweilige Kühlleitungen 58, 60 an den beiden Deckbändern 42, 44 dargestellt. For the sake of completeness, it should also be noted that fastening sections 54 can be seen radially inward on the inner shroud 44, which serve to connect the guide vane segment 40 to further structural components of the gas turbine, not shown. Fastening structures 56, which serve to fasten the guide vane segment 40 within the gas turbine, are likewise shown on the outer shroud 42 radially on the outside. Furthermore, respective cooling lines 58, 60 on the two shrouds 42, 44 are shown.
Wenn ein Leitschaufelsegment 40 mittels einer hier nicht gezeigten Bearbeitungsvorrichtung bearbeitet wird, beispielsweise geschliffen wird, kann das Leitschaufelsegment 40 im Be reich des inneren Deckbandes 44 in die Bearbeitungsvorrichtung eingespannt werden. Dabei liegt der Stützabschnitt 48 mit seiner Stirnfläche 52 an einem entsprechenden Gegenstück der Bearbeitungsvorrichtung auf und wird zum Einspannen mit Druck beaufschlagt. Unter gleichzeitiger Bezugnahme auf die verschiedenen Darstellungen der Fig. 3 wird nach folgend ein Beispiel eines erfindungsgemäßen Leitschaufelsegments 40 beschrieben. Das Leitschaufelsegment 40 weist im Wesentlichen den oben unter Bezugnahme auf die Fig. 2 beschriebenen Aufbau auf, weshalb in der Fig. 3 auch die gleichen Bezugszeichen wie in der Fig. 2 dargestellt sind, ohne diese aber nochmals zu beschreiben. If a guide vane segment 40 is machined, for example ground, by means of a machining device not shown here, the guide vane segment 40 can be clamped into the machining device in the area of the inner shroud 44. The support section 48 rests with its end face 52 on a corresponding counterpart of the processing device and is subjected to pressure for clamping. With simultaneous reference to the various representations in FIG. 3, an example of a guide vane segment 40 according to the invention is described below. The guide vane segment 40 essentially has the structure described above with reference to FIG. 2, which is why the same reference numerals are shown in FIG. 3 as in FIG. 2, but without describing them again.
Bei dem Leitschaufelsegment 40 ist am Stützabschnitt 48 eine Stützabschnittsrippe 62 ausge bildet. Die Stützabschnittsrippe 62 ist mit dem Stützabschnitt 48 verbunden, insbesondere einstückig verbunden bzw. integral ausgebildet. Die Stützabschnittsrippe 62 weist eine Rip penstirnfläche 64 auf, die ebenfalls im Wesentlichen orthogonal zur Axialrichtung AR verläuft und in einer durch die Umfangsrichtung UR und die Radialrichtung RR aufgespannten Ebene liegt. In the case of the guide vane segment 40, a support section rib 62 is formed on the support section 48. The support section rib 62 is connected to the support section 48, in particular connected in one piece or formed integrally. The support section rib 62 has a rib face 64 which also runs essentially orthogonally to the axial direction AR and lies in a plane spanned by the circumferential direction UR and the radial direction RR.
Die Rippenstirnfläche 64 und die Stirnfläche 52 des Stützabschnitts 48 bilden gemeinsam eine durchgehende oder gesamte Stützfläche 66. Durch das Vorsehen von wenigstens einer Stützabschnittsrippe 62 kann die gesamthaft zur Verfügung stehende Stützfläche vergrößert werden. Dabei weist die durch die Stützabschnittsrippe 62 zusätzlich bereitgestellte Rippenstirnfläche einen Flächeninhalt auf, der etwa 2% bis 15%, vorzugsweise etwa 6% bis 12%, des Flächeninhalts der Stirnfläche 50 des Stützabschnitts 48 entspricht. Geht man von einem bekannten Leitschaufelsegment 40 gemäß Fig. 2 aus, bei dem die Stirnfläche 52 des Stützab schnitts einen Flächeninhalt aufweist, der 100% entspricht, weist die gesamte Stützfläche 66, die durch die Stirnfläche 52 und die Rippenstirnfläche 64 gebildet wird einen Flächeninhalt auf, der dem 1 ,02-Fachen bis 1, 15-Fachen des Flächeninhalts der Stirnfläche 52 entspricht. The rib end face 64 and the end face 52 of the support section 48 together form a continuous or entire support surface 66. By providing at least one support section rib 62, the total support surface available can be increased. The rib end face additionally provided by the support section rib 62 has an area that corresponds to approximately 2% to 15%, preferably approximately 6% to 12%, of the area of the end face 50 of the support section 48. Assuming a known guide vane segment 40 according to FIG. 2, in which the end face 52 of the Stützab section has an area that corresponds to 100%, the entire support surface 66, which is formed by the end face 52 and the rib face 64, has an area , which corresponds to 1.02 times to 1.15 times the surface area of the end face 52.
Wie aus den Darstellungen der Fig. 3 ersichtlich, können die Stirnfläche 50 und die Rippen stirnfläche 64 plan zueinander ausgebildet sein, d.h. sie liegen in derselben Ebene. Durch die Vergrößerung der Auflagefläche können beim Einspannen des Leitschaufelsegments 40 in die Bearbeitungsvorrichtung die wirkenden Kräfte besser verteilt werden, so dass keine Riss bildungen in dem Stützabschnitt 48 auftreten. As can be seen from the representations of FIG. 3, the end face 50 and the rib end face 64 can be designed so as to be flat to one another, i.e. they lie in the same plane. As a result of the enlargement of the contact surface, when the guide vane segment 40 is clamped in the machining device, the forces acting can be better distributed, so that no cracks form in the support section 48.
Bezogen auf die Fig. 5 wird noch darauf hingewiesen, dass die Stützabschnittsrippe 62 in Umfangsrichtung in der Mitte Länge des Stützabschnitts 48 angeordnet sein kann. Das Vor sehen von einer Stützabschnittsrippe 62 ist lediglich ein Beispiel und es können auch zwei oder mehr Stützabschnittsrippen vorgesehen sein. Rein beispielhaft sind in Fig. 5 zwei wei tere Stützabschnittsrippen 62a gestrichelt angedeutet. Ein Leitschaufelelement 40 könnte so mit nur die Stützabschnittsrippe 62 oder nur die Stützabschnittsrippen 62a oder aller drei Stützabschnittsrippen 62, 62a. Selbstverständlich kann ein Leitschaufelsegment, das sich über einen größeren Bereich in Umfangrichtung UR erstreckt und ggf. auch mehr Leitschau feln aufweist, auch mehr Stützabschnittsrippen aufweisen. Entsprechend kann die gesamthaft zur Verfügung stehende Stützfläche 66 durch das Bereitstellen von mehreren Stützabschnittsrippen 62, 62a weiter vergrößert werden. With reference to FIG. 5, it is also pointed out that the support section rib 62 can be arranged in the circumferential direction in the middle of the length of the support section 48. Before seeing a support section rib 62 is only an example and there can also be two or more support section ribs may be provided. Purely by way of example, two white support section ribs 62a are indicated by dashed lines in FIG. A guide vane element 40 could thus have only the support section rib 62 or only the support section ribs 62a or all three support section ribs 62, 62a. Of course, a guide vane segment, which extends over a larger area in the circumferential direction UR and optionally also has more guide vanes, can also have more support section ribs. Correspondingly, the overall available support surface 66 can be further enlarged by providing several support section ribs 62, 62a.
Bezugszeichenliste List of reference symbols
10 Fluggasturbine 10 aircraft gas turbine
12 Fan 12 fan
14 Mantel 14 coat
16 Verdichter 16 compressors
18 inneres Gehäuse 18 inner casing
20 Brennkammer 20 combustion chamber
22 Turbine 22 turbine
24 Hochdruckturbine 24 high pressure turbine
26 Niederdruckturbine 26 low pressure turbine
28 Hohlwelle 28 hollow shaft
29 Hochdruckverdichter 29 high pressure compressors
30 Welle 30 wave
31 Leitschaufelkranz 31 guide vane ring
32 iederdruckverdichter 32 low pressure compressors
33 Schubdüse 33 thrust nozzle
34 Turbinenzwischengehäuse 34 Turbine center frame
36 radial äußerer Bereich 36 radially outer area
38 Ringraum 38 annulus
40 Leitschaufelsegment 40 guide vane segment
42 radial äußeres Deckband 42 radially outer shroud
44 radial inneres Deckband 44 radially inner shroud
46 Leitschaufel 46 guide vane
48 Stützabschnitt 48 support section
50 Randabschnitt 52 Stirnfläche 50 edge section 52 face
62,62a Stützabschnittsrippe 64 Rippenstirnfläche 62,62a support section rib 64 rib face
AR Axialrichtung RR Radialrichtung UR Umfangsrichtung AR axial direction RR radial direction UR circumferential direction

Claims

Ansprüche Expectations
1. Leitschaufelsegment (40) für eine Gasturbine ( 10), insbesondere Fluggasturbine, mit wenigstens einer Leitschaufel (46), 1. Guide vane segment (40) for a gas turbine (10), in particular an aircraft gas turbine, with at least one guide vane (46),
einem radial inneren Deckband (44) und a radially inner shroud (44) and
einem radial äußeren Deckband (42), a radially outer shroud (42),
wobei sich die wenigstens eine Leitschaufel (46) zwischen dem inneren Deckband (44) und dem äußeren Deckband (42) erstreckt, und wherein the at least one guide vane (46) extends between the inner shroud (44) and the outer shroud (42), and
wobei das innere Deckband (44) oder/und das äußere Deckband (42) einen jeweiligen entlang der Umfangsrichtung (UR) verlaufenden Stützabschnitt (48) aufweist bzw. aufweisen mit einer jeweiligen axialen Stirnfläche (52), the inner shroud (44) and / or the outer shroud (42) having a respective support section (48) running along the circumferential direction (UR) with a respective axial end face (52),
dadurch gekennzeichnet, dass der Stützabschnitt (48) an dem betreffenden inneren Deckband (44) oder/und an dem betreffenden äußeren Deckband (42) wenigstens eine in Ra dialrichtung (RR) verlaufende Stützabschnittsrippe (62) aufweist, die mit dem Stützabschnitt (48) verbunden ist, insbesondere einstückig integral ausgebildet ist, und die eine in die Stirn fläche (52) des Stützabschnitts (48) übergehende Rippenstirnfläche (64) aufweist. characterized in that the support section (48) on the respective inner shroud (44) and / or on the respective outer shroud (42) has at least one support section rib (62) extending in radial direction (RR) which is connected to the support section (48) is connected, in particular is integrally formed in one piece, and which has a rib face (64) merging into the end face (52) of the support portion (48).
2. Leitschaufelsegment nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die axiale Stirn fläche (52), die an die Rippenstirnfläche (64) angrenzt, eine maximale radiale Ausdehnung von 5mm, insbesondere 2mm hat. 2. Guide vane segment according to claim 1, characterized in that the axial end face (52) adjoining the rib end face (64) has a maximum radial extension of 5mm, in particular 2mm.
3. Leitschaufelsegment nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass die Rip penstirnfläche (64) und die Stirnfläche (52) des Stützabschnitts (48) plan zueinander ausge bildet sind. 3. Guide vane segment according to claim 1 or 2, characterized in that the Rip penstirnfläche (64) and the end face (52) of the support portion (48) are flat to each other.
4. Leitschaufelsegment einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Rippenstirnfläche (64) und die Stirnfläche (52) am inneren Deckband (44) und/oder am äußeren Deckband (42) mit einer Stützfläche am anderen des inneren und äußeren Deckbandes (42) eine innerhalb einer gemeinsamen Ebene liegende Stützfläche des Leitschaufel segments bilden, mit der das Leitschaufelsegment in Axialrichtung auf einer ebenen Unterlage abgestützt werden kann. 4. Guide vane segment one of the preceding claims, characterized in that the rib end face (64) and the end face (52) on the inner shroud (44) and / or on the outer shroud (42) with a support surface on the other of the inner and outer shrouds (42 ) form a support surface of the guide vane segment lying within a common plane, with which the guide vane segment can be supported in the axial direction on a flat base.
5. Leitschaufelsegment nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Rippenstirnfläche (64) einer Stützabschnittsrippe (62) etwa 2% bis 15%, vorzugsweise etwa 6% bis 12%, der Stirnfläche (52) des Stützabschnitts (48) entspricht. 5. Guide vane segment according to one of the preceding claims, characterized in that the rib end face (64) of a support section rib (62) corresponds to about 2% to 15%, preferably about 6% to 12%, of the end face (52) of the support section (48).
6. Leitschaufelsegment nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekenn zeichnet, dass es drei oder mehr Leitschaufeln (46) aufweist. 6. guide vane segment according to one of the preceding claims, characterized in that it has three or more guide vanes (46).
7. Leitschaufelsegment nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekenn zeichnet, dass die wenigstens eine Stützabschnittsrippe (62) bezogen auf die Erstreckung des Stützabschnitts (48) im Umfangsrichtung (UR) in der Mitte des Stützabschnitts (48) ausge bildet ist. 7. Guide vane segment according to one of the preceding claims, characterized in that the at least one support section rib (62) is based on the extension of the support section (48) in the circumferential direction (UR) in the middle of the support section (48) is formed.
8. Leitschaufelsegment nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekenn zeichnet, dass sie zwei oder mehr Stützabschnittsrippen (62, 62a) aufweist, die entlang des Stützabschnitts (48) verteilt angeordnet sind, insbesondere regelmäßig verteilt angeordnet sind. 8. Guide vane segment according to one of the preceding claims, characterized in that it has two or more support section ribs (62, 62a) which are arranged distributed along the support section (48), in particular are arranged regularly distributed.
9. Leitschaufelsegment nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekenn zeichnet, dass die wenigstens eine Stützabschnittsrippe (62), insbesondere alle Stützab schnittsrippen (62, 62a), auf derjenigen Seite des jeweiligen Deckbands (42, 44 ) ausgebildet sind, die von einem Gaskanal abgewandt ist. 9. Guide vane segment according to one of the preceding claims, characterized in that the at least one support section rib (62), in particular all Stützab sectional ribs (62, 62a), are formed on that side of the respective shroud (42, 44) which is from a gas duct is turned away.
10. Gasturbine, insbesondere Fluggasturbine (10), mit wenigstens einem Leitschaufel kranz, der verdichterseitig oder turbinenseitig vorgesehen ist, und der aus mehreren in Um fangsrichtung (UR) nebeneinander angeordneten Leitschaufelsegmenten (40) nach einem der vorhergehenden Ansprüche gebildet ist. 10. Gas turbine, in particular aircraft gas turbine (10), with at least one guide vane ring, which is provided on the compressor side or turbine side, and which is formed from a plurality of guide vane segments (40) arranged next to one another in the circumferential direction (UR) according to one of the preceding claims.
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