EP4459101A1 - Rotorscheibe für einen schaufelkranz - Google Patents

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EP4459101A1
EP4459101A1 EP24172545.6A EP24172545A EP4459101A1 EP 4459101 A1 EP4459101 A1 EP 4459101A1 EP 24172545 A EP24172545 A EP 24172545A EP 4459101 A1 EP4459101 A1 EP 4459101A1
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EP
European Patent Office
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rotor disk
section
opening
axial
undercut
Prior art date
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Withdrawn
Application number
EP24172545.6A
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Matthias Siebel
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MTU Aero Engines AG
Original Assignee
MTU Aero Engines AG
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Filing date
Publication date
Application filed by MTU Aero Engines AG filed Critical MTU Aero Engines AG
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Withdrawn legal-status Critical Current

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    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
    • F01D5/022—Blade-carrying members, e.g. rotors with concentric rows of axial blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
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    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/30—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers
    • F01D5/3023—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers of radial insertion type, e.g. in individual recesses
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
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    • F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
    • F01D5/021—Blade-carrying members, e.g. rotors for flow machines or engines with only one axial stage
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
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    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
    • F01D5/06—Rotors for more than one axial stage, e.g. of drum or multiple disc type; Details thereof, e.g. shafts, shaft connections
    • F01D5/066—Connecting means for joining rotor-discs or rotor-elements together, e.g. by a central bolt, by clamps
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
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    • F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
    • F01D5/027—Arrangements for balancing
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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    • F05D2300/10—Metals, alloys or intermetallic compounds
    • F05D2300/17—Alloys

Definitions

  • the invention relates to a rotor disk for a blade ring of an aircraft engine, in particular for a turbine stage thereof, comprising a connection section for a connection to a shaft for torque transmission, a main section which extends radially inward from a blade root receptacle in the radial direction, a connecting section which connects the connection section and main section, and a plurality of through openings arranged in the circumferential direction at a radially inner end of the connecting section.
  • Rotor disks of blade rings in aircraft engines are operated at high speeds and are therefore exposed to high centrifugal forces and strong vibrations, which lead to high component stresses in the rotor disk.
  • Various measures are known to protect the rotor disks and reduce the stresses.
  • the rotor disks can be reinforced or the rotor blade geometries can be designed so that the rotor disks are subjected to as little mechanical vibration as possible.
  • the provision of imbalances on the rotor disks can also lead to a reduction in the stresses due to reduced vibration stresses.
  • Many measures are therefore known that already achieve an improvement in the service life of the rotor disks. against this background, it is particularly difficult to increase the service life further.
  • a rotor disk having the features of claim 1
  • a turbine stage having the features of claim 9
  • an aircraft engine having the features of claim 10.
  • a rotor disk according to the invention for a blade ring of an aircraft engine in particular for a turbine stage thereof, comprises a connection section for a connection to a shaft for torque transmission, a main section which extends radially inward from a blade root receptacle in the radial direction, a connecting section which connects the connection section and main section, and a plurality of through openings arranged in the circumferential direction at a radially inner end of the connecting section.
  • connection section serving as a hub can be an annular section of the rotor disk which is wider or widened compared to the rest of the rotor disk, in particular compared to the connecting section, the main section and the blade receptacle, and which can transmit a torque of the shaft from or to the rest of the rotor disk.
  • the connecting section arranged radially further outwards connects the main and connection sections of the rotor disk. It comprises through openings on its radially inner end section which allow air to flow through the rotor disk close to the shaft connection. This air is used to cool the rotor disk.
  • the cross-section of the connecting section is thinner in its radial extension up to the main section than the connecting section.
  • the main section in turn has a wider cross-section in the radial direction.
  • the rotor disk ends radially on the outside with a blade receiving section, with the blades being inserted into a blade receiving section arranged there.
  • a disk connection to adjacent rotor disks is arranged in this blade receiving section, so that a rotor drum can be formed from several rotor disks.
  • the disk connections of two rotor disks are fastened to one another using bolts.
  • the adjacent rotor disks are not necessarily connected to the shaft, so that torque is transmitted between several rotor disks via the rotor disk according to the invention with a connecting section.
  • the connecting section has an undercut, wherein a vertex of the undercut is arranged at a radial distance in the range of 5% - 50%, preferably 10 - 30%, in particular 15 - 25% of the axial length of a Through opening is located radially above the through opening, and/or is axially spaced from an axial end of the through opening at an axial distance in the range of 5% - 35%, preferably 10% - 25%, in particular 10% - 20% of the axial length of the through opening, in particular in the direction of an opposite end of the through opening.
  • An undercut in this area significantly reduces the local stresses in the rotor disk that occur during operation of the aircraft engine.
  • the stresses can be distributed over a larger surface area, which leads to a lower maximum stress and thus a significant increase in the service life of the rotor disk.
  • a lower radial end of the undercut can be directly adjacent to the through openings or begin at a distance from the through openings.
  • the invention also has the surprising effect that the component robustness is increased during the production of the through openings.
  • the through-openings run in the axial direction. This allows particularly efficient cooling of the rotor drum, which further increases the service life.
  • the through-openings can also have a radial section.
  • the through-openings can all be designed identically.
  • the through-openings can also have bolts for closing the through-openings and/or for fastening other components.
  • connection section, the main section and the connecting section are preferably integral, monolithic and/or formed in one piece with one another.
  • the undercut is located on a side of the connecting section facing in the flow direction.
  • the rotor disk is made of a nickel-based material and/or a powder metallurgical material. This can advantageously increase the service life compared to the use of other materials.
  • connection section to the blade root holder has an axial offset.
  • the connection section can in particular have an axial offset in a direction opposite to the flow direction.
  • An axial offset advantageously increases a bending moment of the rotor disk over the entire radial height of the rotor disk, which advantageously influences the stress curves.
  • the axial offset can be measured in particular between the centers of gravity of the connection section and the blade root holder.
  • the axial offset between the center of gravity of the connection section and the blade root holder can be measured in a meridian section that intersects a center point of one of the through openings and the rotor axis of rotation.
  • the rotor disk can be further developed in particular in that the axial offset is between 50% - 200% of the axial length of the through hole. It has been shown that an axial offset in this range has a particularly positive effect on the component stresses of the rotor disk.
  • the rotor disk can be further developed in that one or more of the through openings are open and free of a bolt during operation. This results in cooling, in particular of the connection and connecting section, which reduces the thermal stresses.
  • an angle at an intersection point between a surface of the undercut and an end of the through opening can be greater than 20°, in particular greater than 45° and less than 80° Such transitions into the undercut lead to low stresses at the intersection point.
  • a rounding can be provided at the intersection point, which further reduces the surface tensions in the area of the intersection point. Since the imaginary intersection point is then no longer on the component, but in a geometry remote from the rounding, the angle can be defined in particular between a first tangent of the surface of the undercut adjacent to the rounding and a second tangent of the end of the through-opening starting from the end of the through-opening and adjacent to the rounding.
  • a second aspect of the invention relates to a turbine stage, in particular a low-pressure turbine stage, with a rotor disk as described above.
  • a third aspect of the invention relates to an aircraft engine with a rotor disk as described above or a turbine stage as described above.
  • FIG. 1 an embodiment of an aircraft engine 1 according to the invention with a turbine stage 2 is shown in a meridional section.
  • the turbine stage 2 has a blade ring 3 with a rotor disk 4 according to the invention, which is connected to a shaft 5 of the aircraft engine 1.
  • the main directions of the aircraft engine 1 are determined using the shaft 5, with an axial direction Ax running in the direction of the shaft longitudinal axis shown in dashed lines.
  • a radial direction R runs orthogonal to this.
  • the axial direction Ax and a radial direction R form the basis for a meridian plane, which is a basis for a meridian section through the aircraft engine 1.
  • a third main direction of the aircraft engine 1 is a circumferential direction U, which runs around the axial direction Ax.
  • a flow direction S of a flow channel inside the aircraft engine 1 runs largely in the axial direction Ax.
  • Fig. 2 the rotor disk 4 according to the invention is shown in a meridian section.
  • the rotor disk 4 comprises a connection section 10, a connecting section 20, a main section 30 and a blade root holder 40.
  • the connection section 10 serves to connect to the shaft 5 for torque transmission.
  • the main section 30 extends from the blade root holder 40 in the radial direction R radially inwards and opens into the connection section 20, which in turn connects the connection section 10 and the main section 30.
  • a plurality of through openings 50 arranged in the circumferential direction U are arranged, one of which in the meridian section of the Fig. 2 is shown in section.
  • the through-openings 50 are cylindrical and have an axial course. In the present embodiment, most of the through-openings 50 are continuous and free of bolts. Bolts (not shown) can be provided in some through-openings 50 for closing or for fastening other components (not shown).
  • the rotor disk 4 consists of a powder-metallurgical nickel-based material.
  • the connecting section 20 has an undercut 22, wherein a vertex 23 of the undercut 22 in the present embodiment is located at 20% of the axial length 51 of the through-opening 50 radially above the through-opening 50. Furthermore, the vertex 23 of the undercut 22 in the present embodiment is axially spaced 25 15% of the axial length 51 of the through-opening 50 from an axial end 52 of the through-opening 50.
  • the undercut 22 is arranged on a side 26 of the connecting section 20 pointing in the flow direction S.
  • connection section 10 is arranged and designed offset relative to the blade root holder 40 with an axial offset 11 against the flow direction S.
  • the area centers of gravity of the connection section 10 and the blade root holder 40 are plotted and serve as dimension lines for measuring the axial offset 11.
  • the axial offset 11 is 150% of the axial length 51 of the through opening 50.
  • Fig. 3 is an enlarged section of the illustration from Fig. 2 and a transition of the connection section 10 to the connecting section 20 is shown.
  • the undercut 22 is shown in further detail.
  • the undercut 22 has a surface 27 and borders on the axial end 52 of the through-opening 50.
  • the surface 27 and the axial end 52 form an intersection point 53 apart from a rounding 28.
  • An angle ⁇ which is plotted at an intersection point 53 between a first tangent 29 of the surface 27 of the undercut 22 and a second tangent 54 emanating from the axial end 52 of the through-opening 50, is 65°.
  • the rounding 28 is provided so that no sharp edge is created between the surface 27 of the undercut 22 and the axial end 52 of the through-opening 50.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

Die Erfindung betrifft eine Rotorscheibe (4) für einen Schaufelkranz (3) eines Flugtriebwerks (1), insbesondere für eine Turbinenstufe davon, umfassend einen Anbindungsabschnitt (10) für eine Anbindung an eine Welle (5) zur Drehmomentübertragung, einen Hauptabschnitt (30), der sich von einer Schaufelfußaufnahme (40) in Radialrichtung (R) nach radial innen erstreckt, einen Verbindungsabschnitt (20), welcher den Anbindungsabschnitt (10) und Hauptabschnitt (30) verbindet, eine Vielzahl von in Umfangsrichtung (U) angeordneten Durchgangsöffnungen (50) an einem radial inneren Ende (21) des Verbindungsabschnitts (20). Eine Rotorscheibe (4), deren Spannungen im Lastfall reduziert sind, wird erfindungsgemäß dadurch geschaffen, dass der Verbindungsabschnitt (20) einen Hinterschnitt (22) aufweist, wobei ein Scheitel (23) des Hinterschnitts (22) im Bereich von 5% - 50% der axialen Länge (51) einer Durchgangsöffnung (50) radial oberhalb der Durchgangsöffnung (50) liegt, und/oder 5% - 35% der axialen Länge (51) der Durchgangsöffnung (50) axial von einem axialen Ende (52) der Durchgangsöffnung (50) beabstandet ist.

Description

  • Die Erfindung betrifft eine Rotorscheibe für einen Schaufelkranz eines Flugtriebwerks, insbesondere für eine Turbinenstufe davon, umfassend einen Anbindungsabschnitt für eine Anbindung an eine Welle zur Drehmomentübertragung, einen Hauptabschnitt, der sich von einer Schaufelfußaufnahme in Radialrichtung nach radial innen erstreckt, einen Verbindungsabschnitt, welcher den Anbindungsabschnitt und Hauptabschnitt verbindet, und eine Vielzahl von in Umfangsrichtung angeordneten Durchgangsöffnungen an einem radial inneren Ende des Verbindungsabschnitts.
  • Rotorscheiben von Schaufelkränzen in Flugtriebwerken werden mit hohen Drehzahlen betrieben und sind damit hohen Fliehkräften und starken Vibrationen ausgesetzt, die zu hohen Bauteilspannungen in der Rotorscheibe führen. Um die Rotorscheiben zu schützen und die Spannungen zu reduzieren, sind verschiedene Maßnahmen bekannt. Beispielsweise können die Rotorscheiben verstärkt ausgebildet werden oder die Rotorschaufel-Geometrien so gestaltet sein, dass möglichst geringe mechanische Schwingungen die Rotorscheiben beaufschlagen. Auch das Vorsehen von Unwuchten an den Rotorscheiben kann zu einer Reduktion der Spannungen aufgrund reduzierter Schwingungsspannungen führen. Es sind somit viele Maßnahmen bekannt, die bereits eine Verbesserung der Lebensdauer der Rotorscheiben erzielen. Vor diesem Hintergrund ist es besonders schwierig, die Lebensdauer weiter zu erhöhen.
  • Es ist daher eine Aufgabe der Erfindung eine Rotorscheibe, eine Turbinenstufe und eine Flugtriebwerk anzugeben, deren Lebensdauer weiter erhöht ist.
  • Die Aufgabe wird von einer Rotorscheibe mit den Merkmalen des Anspruchs 1, einer Turbinenstufe mit den Merkmalen des Anspruchs 9 und von einem Flugtriebwerk mit den Merkmalen des Anspruchs 10 gelöst.
  • Eine erfindungsgemäße Rotorscheibe für einen Schaufelkranz eines Flugtriebwerks, insbesondere für eine Turbinenstufe davon, umfasst einen Anbindungsabschnitt für eine Anbindung an eine Welle zur Drehmomentübertragung, einen Hauptabschnitt, der sich von einer Schaufelfußaufnahme in Radialrichtung nach radial innen erstreckt, einen Verbindungsabschnitt, welcher den Anbindungsabschnitt und Hauptabschnitt verbindet, und eine Vielzahl von in Umfangsrichtung angeordneten Durchgangsöffnungen an einem radial inneren Ende des Verbindungsabschnitts. Der als Nabe dienende Anbindungsabschnitt kann dabei ein gegenüber der übrigen Rotorscheibe, insbesondere gegenüber dem Verbindungsabschnitt, dem Hauptabschnitt und der Schaufelaufnahme, breiter oder verbreiterter, ringförmiger Abschnitt der Rotorscheibe sein, der ein Drehmoment der Welle von oder an die übrige Rotorscheibe übertragen kann. Der radial weiter außen angeordnete Verbindungsabschnitt verbindet den Haupt- und Anbindungsabschnitt der Rotorscheibe. Er umfasst an seinem radial innengelegenen Endabschnitt Durchgangsöffnungen, die eine Strömung der Luft durch die Rotorscheibe nahe der Wellenanbindung erlauben. Diese Luft dient der Kühlung der Rotorscheibe. Ferner ist der Querschnitt des Verbindungsabschnitt in seiner radialen Erstreckung bis zu dem Hauptabschnitt dünner ausgebildet als der Anbindungsabschnitt. Diese Bauweise dient einem geringen Drehmomentwiderstand, führt aber zu einer höheren Spannung im Bauteil. Der Hauptabschnitt weist wiederum einen breiteren Querschnitt in radialer Richtung auf. Die Rotorscheibe schließt radial außen mit einem Schaufelaufnahmeabschnitt ab, wobei die Schaufeln in eine dort angeordnete Schaufelaufnahme eingesetzt sind. Ferner ist in diesem Schaufelaufnahmeabschnitt eine Scheibenverbindung zu benachbarten Rotorscheiben angeordnet, so dass eine Rotortrommel aus mehreren Rotorscheiben gebildet werden kann. Die Scheibenverbindungen zweier Rotorscheiben werden über Bolzen aneinander befestigt. Die benachbarten Rotorscheiben sind nicht zwingend mit der Welle verbunden, so dass eine Drehmomentübertragung mehrere Rotorscheiben über die erfindungsgemäße Rotorscheibe mit einem Anbindungsabschnitt stattfindet.
  • Die Aufgabe wird von der erfindungsgemäßen Rotorscheibe des Anspruchs 1 dadurch gelöst, dass der Verbindungsabschnitt einen Hinterschnitt aufweist, wobei ein Scheitel des Hinterschnitts mit einem radialen Abstand im Bereich von 5% - 50%, vorzugsweise 10 - 30%, insbesondere 15 - 25% der axialen Länge einer Durchgangsöffnung radial oberhalb der Durchgangsöffnung liegt, und/oder mit einem axialen Abstand im Bereich von 5% - 35%, vorzugsweise 10% - 25%, insbesondere 10% - 20% der axialen Länge der Durchgangsöffnung axial von einem axialen Ende der Durchgangsöffnung beabstandet ist, insbesondere in Richtung hin zu einem gegenüberliegenden Ende der Durchgangsöffnung. Durch einen Hinterschnitt in diesem Bereich werden die lokalen Spannungen in der Rotorscheibe, die im Betrieb des Flugtriebwerks auftreten, deutlich reduziert. Insbesondere dadurch, dass ein Scheitel des Hinterschnitts wie beschrieben von den Durchgangsöffnungen und/einem Ende der Durchgangsöffnungen beabstandet angeordnet ist, können die Spannungen auf eine größere Oberfläche verteilt werden, was zu einer geringeren maximalen Spannung und damit deutlichen Erhöhung der Lebensdauer der Rotorscheibe führt. Ein unteres radiales Ende des Hinterschnitts kann dabei an die Durchgangsöffnungen direkt angrenzen oder beabstandet zu den Durchgangsöffnungen beginnen. Die Erfindung hat ferner den überraschenden Effekt, dass die Bauteilrobustheit bei der Herstellung der Durchgangsöffnungen erhöht ist.
  • Weitere Vorteile und Merkmale ergeben sich aus der nachfolgenden Beschreibung einiger bevorzugter Ausführungsbeispiele sowie den abhängigen Ansprüchen.
  • In einer vorteilhaften Ausführungsform der Erfindung verlaufen die Durchgangsöffnungen in Axialrichtung. Dadurch kann eine besonders effiziente Kühlung der Rotortrommel erfolgen, was die Lebensdauer weiter erhöht. Alternativ oder ergänzend können die Durchgangsöffnung auch einen radialen Verlaufsanteil aufweisen. Darüber hinaus können die Durchgangsöffnungen alle identisch ausgebildet sein. Die Durchgangsöffnungen können auch Bolzen zum Verschluss der Durchgangsöffnungen und/oder zur Befestigung weiterer Komponenten aufweisen.
  • Der Anbindungsabschnitt, der Hauptabschnitt und der Verbindungsabschnitt sind vorzugsweise integral, monolithisch und/oder einstückig miteinander ausgebildet.
  • In einer weiteren vorteilhaften Ausführungsform der Erfindung ist der Hinterschnitt auf einer in Strömungsrichtung weisenden Seite des Verbindungsabschnitts gelegen.
  • Diese Anordnung des Hinterschnitts hat zu überraschend günstigen Spannungsverläufen geführt, die eine Lebenserwartung der Rotorscheibe erhöhen.
  • In einer besonders bevorzugten Ausführung ist die Rotorscheibe aus einem Nickel-Basis-Werkstoff und/oder aus einem pulvermetallurgischen Werkstoff gefertigt. Dadurch kann die Lebensdauer gegenüber einem Einsatz anderer Werkstoffe vorteilhaft erhöht werden.
  • In einer weiteren Ausführungsform der Rotorscheibe weist der Anbindungsabschnitt zu der Schaufelfußaufnahme einen axialen Versatz auf. Der Anbindungsabschnitt kann insbesondere einen axialen Versatz in eine Richtung entgegengesetzt zu der Strömungsrichtung aufweisen. Durch einen axialen Versatz wird ein Biegemoment der Rotorscheibe vorteilhaft über die gesamte radiale Höhe der Rotorscheibe erhöht, was die Spannungsverläufe vorteilhaft beeinflusst. Dabei kann der axiale Versatz insbesondere zwischen den Schwerpunkten des Anbindungsabschnitts und der Schaufelfußaufnahme gemessen werden. Besonders bevorzugt kann der axiale Versatz zwischen den Flächenschwerpunkten des Anbindungsabschnitts und der Schaufelfußaufnahme in einem Meridianschnitt, der einen Mittelpunkt einer der Durchgangsöffnungen und die Rotordrehachse schneidet, gemessen werden.
  • Die Rotorscheibe kann insbesondere dadurch weitergebildet sein, dass der axiale Versatz zwischen 50% - 200% der axialen Länge der Durchgangsöffnung beträgt. Es hat sich gezeigt, dass ein axialer Versatz, der in diesem Bereich liegt, sich besonders günstig auf die Bauteilspannungen der Rotorscheibe auswirkt.
  • Die Rotorscheibe kann in einer weiteren vorteilhaften Ausführung dadurch weitergebildet sein, dass im Betrieb eine oder mehrere der Durchgangsöffnungen offen und frei von einem Bolzen sind. Dadurch entsteht eine Kühlung insbesondere des Anbindungs- und des Verbindungsabschnitts, was die thermischen Spannungen reduziert.
  • In einer vorteilhaften Weiterbildung der Rotorscheibe kann ein Winkel an einem Schnittpunkt zwischen einer Oberfläche des Hinterschnitts und einem Ende der Durchgangsöffnung größer als 20°, insbesondere größer als 45° und kleiner als 80° sein. Derartige Übergänge in den Hinterschnitt führen zu geringen Spannungen an dem Schnittpunkt. Dabei kann an dem Schnittpunkt eine Abrundung vorgesehen sein, welche die Oberflächenspannungen im Bereich des Schnittpunkts weiter reduziert. Da der dann gedachte Schnittpunkte nicht mehr auf dem Bauteil, sondern in einer von der Abrundung entfernten Geometrie liegt, kann dabei der Winkel insbesondere zwischen einer an die Abrundung angrenzenden ersten Tangente der Oberfläche des Hinterschnitts und einer von dem Ende der Durchgangsöffnung ausgehende und an die Abrundung angrenzende zweite Tangente des Endes des Durchgangsöffnung definiert sein.
  • Ein zweiter Aspekt der Erfindung betrifft eine Turbinenstufe, insbesondere Niederdruckturbinenstufe, mit einer wie oben beschriebenen Rotorscheibe. Durch den Einsatz einer wie oben beschriebenen Rotorscheibe ist auch die Lebensdauer der Turbinenstufe erhöht bzw. die Wartungskosten werden gesenkt.
  • Ein dritter Aspekt der Erfindung betrifft ein Flugtriebwerk mit einer wie oben beschriebenen Rotorscheibe oder einer wie voranstehend beschriebenen Turbinenstufe.
  • Die Erfindung wird bezüglich der nachfolgenden Zeichnungen anhand einiger bevorzugter Ausführungsbeispiele der Erfindung näher erläutert.
    • Fig. 1
    zeigt ein Ausführungsbeispiel eines erfindungsgemäßen Flugtriebwerks mit einer erfindungsgemäßen Turbinenstufe und einer erfindungsgemäßen Rotorscheibe in einem Meridianschnitt.
    Fig. 2
    zeigt ein Ausführungsbeispiel einer erfindungsgemäßen Rotorscheibe in einem Meridianschnitt.
    Fig. 3
    zeigt einen Ausschnitt des Ausführungsbeispiels der erfindungsgemäßen Rotorscheibe in einem Meridianschnitt.
  • In Fig. 1 ist ein Ausführungsbeispiel eines erfindungsgemäßen Flugtriebwerks 1 mit einer Turbinenstufe 2 in einem Meridianschnitt dargestellt. Die Turbinenstufe 2 weist einen Schaufelkranz 3 mit einer erfindungsgemäße Rotorscheibe 4 auf, die mit einer Welle 5 des Flugtriebwerks 1 verbunden ist.
  • Die Hauptrichtungen des Flugtriebwerk 1 werden anhand der Welle 5 festgelegt, wobei eine Axialrichtung Ax in Richtung der gestrichelt dargestellten Wellenlängsachse verläuft. Eine Radialrichtung R verläuft dazu orthogonal. Die Axialrichtung Ax und eine Radialrichtung R bilden die Basis für eine Meridianebene, die eine Grundlage für einen Meridianschnitt durch das Flugtriebwerk 1 ist. Eine dritte Hauptrichtung des Flugtriebwerks 1 ist eine Umfangsrichtung U, die um die Axialrichtung Ax verläuft. Eine Strömungsrichtung S eines Strömungskanals im Inneren des Flugtriebwerks 1 verläuft weitestgehend in axialer Richtung Ax.
  • In Fig. 2 ist die erfindungsgemäße Rotorscheibe 4 in einem Meridianschnitt dargestellt. Die Rotorscheibe 4 umfasst einen Anbindungsabschnitt 10, einen Verbindungsabschnitt 20, einen Hauptabschnitt 30 und eine Schaufelfußaufnahme 40. Der Anbindungsabschnitt 10 dient der Anbindung an die Welle 5 zur Drehmomentübertragung. Der Hauptabschnitt 30 erstreckt sich von der Schaufelfußaufnahme 40 in Radialrichtung R nach radial innen und mündet in den Verbindungsabschnitt 20, welcher seinerseits den Anbindungsabschnitt 10 und Hauptabschnitt 30 verbindet. An einem radial inneren Ende 21 des Verbindungsabschnitts 20 sind eine Vielzahl von in Umfangsrichtung U angeordneten Durchgangsöffnungen 50 angeordnet, von denen eine in dem Meridianschnitt der Fig. 2 geschnitten dargestellt ist. Die Durchgangsöffnungen 50 sind zylindrisch geformt und weisen einen axialen Verlauf auf. Die meisten Durchgangsöffnungen 50 sind in dem vorliegenden Ausführungsbeispiel durchgängig und frei von Bolzen ausgebildet. In einigen Durchgangsöffnungen 50 können Bolzen (nicht dargestellt) zum Verschluss oder zur Befestigung weiterer Komponenten (nicht dargestellt) vorgesehen sein. Die Rotorscheibe 4 besteht aus einem pulvermetallurgischen Nickel-Basis-Werkstoff.
  • Erfindungsgemäß ist vorgesehen, dass der Verbindungsabschnitt 20 einen Hinterschnitt 22 aufweist, wobei ein Scheitel 23 des Hinterschnitts 22 in dem vorliegenden Ausführungsbeispiel bei 20% der axialen Länge 51 der Durchgangsöffnung 50 radial oberhalb der Durchgangsöffnung 50 liegt. Ferner ist der Scheitel 23 des Hinterschnitts 22 in dem vorliegenden Ausführungsbeispiel mit einem axialen Abstand 25 15% der axialen Länge 51 der Durchgangsöffnung 50 axial von einem axialen Ende 52 der Durchgangsöffnung 50 beabstandet. Der Hinterschnitt 22 ist dabei in dem vorliegenden Ausführungsbeispiel auf einer in Strömungsrichtung S weisenden Seite 26 des Verbindungsabschnitts 20 angeordnet.
  • Der Anbindungsabschnitt 10 ist gegenüber der Schaufelfußaufnahme 40 mit einem axialen Versatz 11 entgegen der Strömungsrichtung S versetzt angeordnet und ausgebildet. In dem vorliegenden Meridianschnitt durch eine Mitte der Durchgangsöffnungen 50, das heißt durch einen größten Querschnitt der Durchgangsöffnungen 50 in radialer Richtung R, sind dabei jeweils die Flächenschwerpunkte des Anbindungsabschnitts 10 und der Schaufelfußaufnahme 40 aufgetragen und dienen als Maßlinien für die Messung des axialen Versatzes 11. Der axiale Versatz 11 beträgt dabei 150% der axialen Länge 51 der Durchgangsöffnung 50.
  • In Fig. 3 ist ein vergrößerter Ausschnitt der Darstellung aus Fig. 2 und ein Übergang des Anbindungsabschnitts 10 zu dem Verbindungsabschnitt 20 gezeigt. Dabei ist der Hinterschnitt 22 in weiterem Detail dargestellt. Der Hinterschnitt 22 weist eine Oberfläche 27 auf und grenzt an das axiale Ende 52 der Durchgangsöffnung 50 an. Die Oberfläche 27 und das axiale Ende 52 bilden abgesehen von einer Abrundung 28 einen Schnittpunkt 53. Ein Winkel α, der an einem Schnittpunkt 53 zwischen einer von einer ersten Tangente 29 der Oberfläche 27 des Hinterschnitts 22 und einer von dem axialen Ende 52 der Durchgangsöffnung 50 ausgehenden zweite Tangente 54 aufgetragen ist, beträgt 65°. Die Abrundung 28 ist vorgesehen, so dass keine scharfe Kante zwischen der Oberfläche 27 des Hinterschnitts 22 und dem axialen Ende 52 der Durchgangsöffnung 50 entsteht.
    • Bezugszeichenliste
    • 1
    Flugtriebwerks
    2
    Turbinenstufe
    3
    Schaufelkranz
    4
    Rotorscheibe
    5
    Welle
    10
    Anbindungsabschnitt
    11
    axialer Versatz
    20
    Verbindungsabschnitt
    21
    radial inneres Ende
    22
    Hinterschnitt
    23
    Scheitel
    24
    radialer Abstand
    25
    axialer Abstand
    26
    in Strömungsrichtung weisenden Seite
    27
    Oberfläche
    28
    Abrundung
    29
    erste Tangente
    30
    Hauptabschnitt
    40
    Schaufelfußaufnahme
    50
    Durchgangsöffnung(en)
    51
    axiale Länge
    52
    axiales Ende
    53
    Schnittpunkt
    S
    Strömungsrichtung
    Ax
    Axialrichtung des Flugtriebwerks
    R
    Radialrichtung des Flugtriebwerks
    U
    Umfangsrichtung des Flugtriebwerks
    α
    Winkel

Claims (10)

  1. Rotorscheibe (4) für einen Schaufelkranz (3) eines Flugtriebwerks (1), insbesondere für eine Turbinenstufe (2) davon, umfassend einen
    - Anbindungsabschnitt (10) für eine Anbindung an eine Welle (5) zur Drehmomentübertragung,
    - einen Hauptabschnitt (30), der sich von einer Schaufelfußaufnahme (40) in Radialrichtung (R) nach radial innen erstreckt,
    - einen Verbindungsabschnitt (20), welcher den Anbindungsabschnitt (10) und Hauptabschnitt (30) verbindet,
    - eine Vielzahl von in Umfangsrichtung (U) angeordneten Durchgangsöffnungen (50) an einem radial inneren Ende (21) des Verbindungsabschnitts (20),
    dadurch gekennzeichnet,
    dass der Verbindungsabschnitt (20) einen Hinterschnitt (22) aufweist, wobei ein Scheitel (23) des Hinterschnitts (22)
    - mit einem radialen Abstand (24) im Bereich von 5% - 50%, vorzugsweise 10 - 30%, insbesondere 15 - 25% der axialen Länge (51) einer Durchgangsöffnung (50) radial oberhalb der Durchgangsöffnung (50) liegt, und/oder
    - mit einem axialen Abstand (25) im Bereich von 5% - 35%, vorzugsweise 10% - 25%, insbesondere 10% - 20% der axialen Länge (51) der Durchgangsöffnung (50) axial von einem axialen Ende (52) der Durchgangsöffnung (50) beabstandet ist.
  2. Rotorscheibe nach Anspruch 1, wobei die Durchgangsöffnungen (50) in Axialrichtung (Ax) verlaufen und/oder der Anbindungsabschnitt (10), der Hauptabschnitt (30) und der Verbindungsabschnitt (20) integral miteinander ausgebildet sind.
  3. Rotorscheibe nach einem der vorangehenden Ansprüche, wobei der Hinterschnitt (22) auf einer in Strömungsrichtung (S) weisenden Seite (26) des Verbindungsabschnitts (20) gelegen ist.
  4. Rotorscheibe nach einem der vorangehenden Ansprüche, die aus einem Nickel-Basis-Werkstoff und/oder einem pulvermetallurgischen Werkstoff gefertigt ist.
  5. Rotorscheibe nach einem der vorangehenden Ansprüche, wobei der Anbindungsabschnitt (10) zu der Schaufelfußaufnahme (40) einen axialen Versatz (11) aufweist, und insbesondere einen axialen Versatz (11) in eine Richtung entgegengesetzt zu der Strömungsrichtung (S) aufweist.
  6. Rotorscheibe nach einem der vorangehenden Ansprüche, wobei der axiale Versatz (11) zwischen 50% - 200% der axialen Länge (51) der Durchgangsöffnung (50) beträgt.
  7. Rotorscheibe nach einem der vorangehenden Ansprüche, wobei im Betrieb eine oder mehrere der Durchgangsöffnungen (50) offen und frei von einem Bolzen sind.
  8. Rotorscheibe nach einem der vorangehenden Ansprüche, wobei ein Winkel
    (α) an einem Schnittpunkt (22, 52) zwischen einer Oberfläche (27) des Hinterschnitts (22) und einem Ende (52) der Durchgangsöffnung (50) größer als 20°, insbesondere größer als 30° und kleiner als 45° ist,
    wobei insbesondere an dem Schnittpunkt (53; 22, 52) eine Abrundung (28) vorgesehen ist, und wobei der Winkel (α) insbesondere zwischen einer an die Abrundung angrenzenden ersten Tangente (29) der Oberfläche (27) des Hinterschnitts (22) und einer von dem axialen Ende (52) der
    Durchgangsöffnung (50) ausgehende und an die Abrundung angrenzende zweite Tangente (54) des axialen Endes (52) des Durchgangsöffnung (50) definiert ist.
  9. Turbinenstufe (3), insbesondere Niederdruckturbinenstufe, mit einer Rotorscheibe (4) nach einem der vorangehenden Ansprüche.
  10. Flugtriebwerk (1) mit einer Rotorscheibe (4) nach einem der Ansprüche 1 bis 8 oder mit einer Turbinenstufe (3) nach Anspruch 9.
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