WO2008119325A1 - Turbomaschine - Google Patents

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WO2008119325A1
WO2008119325A1 PCT/DE2008/000497 DE2008000497W WO2008119325A1 WO 2008119325 A1 WO2008119325 A1 WO 2008119325A1 DE 2008000497 W DE2008000497 W DE 2008000497W WO 2008119325 A1 WO2008119325 A1 WO 2008119325A1
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WO
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Prior art keywords
turbine
compressor
stator
seal
housing
Prior art date
Application number
PCT/DE2008/000497
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Peter Wiedemann
Original Assignee
Mtu Aero Engines Gmbh
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 Gmbh filed Critical Mtu Aero Engines Gmbh
Publication of WO2008119325A1 publication Critical patent/WO2008119325A1/de

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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
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/001—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between stator blade and rotor
    • 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
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
    • 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
    • F05D2260/30—Retaining components in desired mutual position

Definitions

  • the invention relates to a turbomachine, in particular a gas turbine aircraft engine, according to the preamble of claim 1 or 8.
  • Gas turbine aircraft engines have at least one compressor, at least one combustion chamber and at least one turbine.
  • gas turbine aircraft engines are known from practice, the two compressors, namely a low-pressure compressor and a high-pressure compressor, and two turbines, namely a high-pressure turbine and a low-pressure turbine include.
  • a compressor and a turbine of a gas turbine aircraft engine have a plurality of stator-side modules and a plurality of rotor-side modules.
  • the stator-side assemblies of a compressor and a turbine include a stator-side housing and at least one stator-side vane ring, wherein the or each stator vane ring comprises a plurality of stationary vanes.
  • the stator-side vane rings are typically segmented, with radially outer ends of the vanes or segments of the vane ring attached to a housing portion of the housing in the region of the or each compressor and the or each turbine.
  • the rotor-side assemblies of a compressor or a turbine include at least one rotor-side rotor blade ring.
  • the or each rotor-side blade ring comprises a plurality of rotor blades rotating with a rotor.
  • An inner-air-seal seal has, in the region of a compressor and a turbine of a turbomachine, a stator-side sealing element which cooperates with a rotor-side sealing element, the stator-side sealing element being fastened to a seal carrier, via which the stator-side sealing element on an inner cover band is attached to the respective vane ring.
  • the seal carrier of the stator-side sealing element of the inner air seal seal has hooks which are threaded in the circumferential direction in the axial direction and circumferential grooves in the inner shroud of the respective guide vane ring in the circumferential direction.
  • the preparation of such seal carrier with hooks and the installation of the same on the inner shroud of the vane ring is complicated and expensive.
  • the attachment of the radially outer ends of the vanes or the segments of a vane ring on a housing portion of the housing takes place according to the prior art on such engaging in grooves hooks.
  • the present invention is based on the problem of creating a novel turbomachine with a simplified structure in the area of stator-side assemblies thereof.
  • a turbomachine in the sense of claim 8.
  • the stator-side housing in two half-shells and the respective stator vane ring divided into two segments with a circumferential extent of approximately 180 ° each segment of the respective vane ring for fixing the same at the respective housing portion of the housing with in the radial Direction extending webs in the radial direction in also in the radial direction extending recesses of the housing portion is einschreibbar.
  • hooks on the seal carrier of the stator-side sealing element of an inner-air-seal seal and / or on segments of the guide-blade rim are dispensed with. This simplifies both the production and the assembly, which costs can be reduced.
  • FIG. 1 shows a section of a known from the prior art turbomachine.
  • FIG. 2 shows a detail of a turbomachine according to the invention according to a first embodiment of the invention
  • FIG. 3 shows a section of a turbomachine according to the invention according to a second embodiment of the invention.
  • Fig. 4 shows a detail of a turbomachine according to the invention according to a further embodiment of the invention.
  • FIG. 1 shows a detail of a turbomachine known from the prior art in the region of a gap 11 to be sealed with an inner air seal 10, which is formed between radially inner ends of stationary vanes 12 of a vane ring 13 and a rotor 14 is.
  • This gap 11 may be formed both on a compressor and a turbine of the turbomachine.
  • the inner air seal seal 10 for sealing the gap 11 comprises a stator-side sealing element 15 which is formed in the embodiment shown as a honeycomb seal, wherein the stator-side sealing element 15 is attached via a seal carrier 16 to an inner shroud 17 of the vane ring 13.
  • the inner-air-seal seal 10 further comprises a rotor-side sealing element 18, which cooperates with the stator-side sealing element 15 and is formed in the embodiment shown as Dichtfin or sealing lip.
  • the seal carrier 16 via which the stator-side sealing element 15 of the inner air-seal seal 10 is attached to the inner shroud 17 of the stator vane ring 13, via hooks 19, which in itself engage in the axial direction extending grooves 20 of the inner cover tape 17.
  • FIG. 2 shows a section of a turbomachine according to a first exemplary embodiment of the invention in the region of an inner cover strip 21 of a stator vane ring 22 of a compressor or a turbine of a turbomachine designed in particular as a gas turbine aircraft engine. From the vane ring 22, a vane 23 is shown in addition to the inner shroud 21. On the inner cover strip 21 of the stator vane ring 22, a stator-side sealing element 24 of an inner-air-seal seal is fastened via a seal carrier 25.
  • the stator-side sealing element 24 is preferably a honeycomb seal.
  • the fastening of the seal carrier 25 on the inner cover strip 21 takes place via webs 26, extending in the radial direction, of the seal carrier 25, which engage in recesses 27 of the inner cover strip 21 that also extend in the radial direction.
  • the seal carrier 25 can be inserted in the radial direction with its webs 26 into the recesses 27 of the inner cover strip 21, wherein the radial position and circumferential position of the seal carrier 25 is secured on the inner cover strip 21 via securing elements 28.
  • the securing elements 28 are integrated into the inner cover strip 21 and designed as spring-loaded securing elements.
  • the securing element 28 shown in FIG. 2 is integrated in a recess in the inner shroud 21 of the vane ring 22 and mounted in this recess via a spring element 29.
  • To secure the seal carrier 25 on the Inndeckband 21 engages a projection 30 of the securing element 28 in a recess of a web 26 of the seal carrier 25 a.
  • the vane ring 22 and thus the inner cover tape 21 is divided into several segments, each having a defined circumferential extent.
  • Fig. 3 shows the invention in connection with an inner shroud 21 of a stator vane ring, which a plurality. Having bearings 31 for storing adjustable vanes.
  • inner shroud 21 each segment thereof is divided into two halves 32, 33, with a dividing plane 34 extending through the bearings 31.
  • the inventive principle of a hook-free attachment is not limited to the attachment of the stator-side seal carrier of an inner-air-seal seal on the inner shroud of a stator vane ring. Rather, the inventive principle of a hook-free attachment can also be used to attach the stator-side vane ring to a housing portion of the stator-side housing. This will be described in detail below with reference to Fig. 4, wherein in Fig. 4 in accordance with FIG. 2, the stator-side seal carrier 25 is attached to the inner shroud 21 of the stator vane ring 22 hookless. With regard to the assemblies involved in this regard, like reference numerals are used to avoid unnecessary repetition for the same components and reference is made to the comments on the embodiment of FIG. 2.
  • stator vane ring 22 is fixed by means of extending in the radial direction webs 35 on a housing portion 36 of a stator housing 37, wherein extending in the radial direction webs 35 of the vane ring 22 also extending in the radial direction Recesses 38 engage, which are introduced into the housing portion 36.
  • the webs 35 which extend in the radial direction and engage in the recesses 38 of the housing portion 36, an outer shroud 39 of the stator vane ring 22 assigned. 4 in addition to the seal carrier 25 of the stator-side seal member 24 and in addition to the stator-side housing 37 and the vane ring 22 is divided with a circumferential extent of 180 ° in the longitudinal direction. In the embodiment of Fig. 4, therefore, the vane ring 22 is divided into two segments with a circumferential extent of 180 °. This allows the secure mounting of the vane ring 22 on the housing portion 36 of the stator housing 37th
  • FIG. 4 also shows a rotor-side rotor blade ring 40 which has a plurality of rotor blades 41. Radially outer ends of the rotor-side blades 41 define together with a housing portion 42 of the stator housing 37 a gap which is sealed by means of a so-called Outer Air Seal seal, wherein the outer air seal seal of FIG. 4 a Inlet pad 43 includes, which is associated with the housing portion 37.

Abstract

Die Erfindung betrifft eine Turbomaschine, insbesondere ein Gasturbinenflugtriebwerk, mit mindestens einem Verdichter, mindestens einer Brennkammer und mindestens einer Turbine, wobei der oder jeder Verdichter sowie die oder jede Turbine jeweils ein statorseitiges Gehäuse, jeweils mindestens einen stataorseitigen Leitschaufelkranz und jeweils mindestens einen rotorseitigen Laufschaufelkranz aufweist, wobei im Bereich des oder jedes Verdichters und der oder jeder Turbine ein zwischen radial außenliegenden Enden der Laufschaufeln eines jeden Laufschaufelkranzes und einem Gehäuseabschnitt des jeweiligen Gehäuses ausgebildeter Spalt über eine Outer-Air-Seal-Dichtung abgedichtet ist, und wobei im Bereich des oder jedes Verdichters und der oder jeder Turbine ein zwischen radial innenliegenden Enden der Leitschaufeln eines jeden Leitschaufelkranzes und einem Rotor ausgebildeter Spalt über eine Inner-Air-Seal-Dichtung abgedichtet ist, die einen an einem Innendeckband (21) des jeweiligen Leitschaufelkranzes (22) befestigten, ein statorseitiges Dichtelement(24) tragenden Dichtungsträger (25) und ein dem jeweiligen Rotor zugeordnetes, mit dem statorseitigen Dichtelement zusammenwirkendes rotorseitiges Dichtelement aufweist. Erfindungsgemäß ist im Bereich des oder jedes Verdichters und/oder der oder jeder Turbine das statorseitige Gehäuse und der statorseitige Dichtungsträger (25) der jeweiligen Inner-Air-Seal-Dichtung in zwei Halbschalen und das Innendeckband (21) des jeweiligen statorseitiges Leitschaufelkranzes in mehrere Segmente unterteilt, wobei jede Halbschale des jeweiligen Dichtungsträgers (25) zur Befestigung derselben am jeweiligen Innendeckband (21) mit sich in radialer Richtung erstreckenden Stegen (26) in Radialrichtung in sich ebenfalls in radialer Richtung erstreckende Ausnehmungen (27) des Innendeckbands (21) einführbar ist.

Description

Turbomaschine
Die Erfindung betrifft eine Turbomaschine, insbesondere ein Gasturbinenflugtriebwerk, nach dem Oberbegriff des Anspruchs 1 bzw. 8.
Gasturbinenflugtriebwerke verfügen über mindestens einen Verdichter, mindestens eine Brennkammer sowie mindestens eine Turbine. So sind aus der Praxis Gasturbinenflugtriebwerke bekannt, die zwei Verdichter, nämlich einen Niederdruckverdichter und einen Hochdruckverdichter, sowie zwei Turbinen, nämlich eine Hochdruckturbine sowie eine Niederdruckturbine, umfassen. Weiterhin sind Gasturbinenflugtriebwerke mit drei Verdichtern, nämlich einem Niederdruckverdichter, einem Mitteldruckverdichter und einem Hochdruckverdichter, sowie drei Turbinen, nämlich einer Hochdruckturbine, einer Mitteldruckturbine und einer Niederdruckturbine, bekannt.
Ein Verdichter sowie eine Turbine eines Gasturbinenflugtriebwerks verfügen über mehrere statorseitige Baugruppen und mehrere rotorseitige Baugruppen. Zu den statorseitigen Baugruppen eines Verdichters sowie einer Turbine gehören ein statorseitiges Gehäuse sowie mindestens ein statorseitiger Leitschaufelkranz, wobei der oder jeder statorseitige Leitschaufelkranz mehrere feststehende Leitschaufeln umfasst. Die statorseitigen Leitschaufelkränze sind üblicherweise segmentiert, wobei im Bereich des oder jedes Verdichters und der oder jeder Turbine radial außenliegende Enden der Leitschaufeln bzw. der Segmente des Leitschaufelkranzes an einem Gehäuseabschnitt des Gehäuses befestigt sind. Zu den rotorseitigen Baugruppen eines Verdichters bzw. einer Turbine zählen mindestens ein ro- torseitiger Laufschaufelkranz. Der oder jeder rotorseitige Laufschaufelkranz umfasst mehrere mit einem Rotor rotierende Laufschaufel.
Zwischen radial außenliegenden Enden der Laufschaufeln eines jeden rotorseitigen Laufschaufelkranzes und einem Gehäuseabschnitt des jeweiligen statorseitigen Gehäuses ist ein Spalt ausgebildet, der über eine Outer-Air-Seal-Dichtung abgedichtet ist. Weiterhin ist zwischen radial innenliegenden Enden der Leitschaufeln eines jeden statorseitigen Leitschaufelkranzes und einem Rotor ein Spalt ausgebildet, der über eine Inner-Air-Seal- Dichtung abgedichtet ist. Eine Inner-Air-Seal-Dichtung weist im Bereich eines Verdichters sowie einer Turbine einer Turbomaschine ein statorseitiges Dichtelement auf, das mit einem rotorseitigen Dichtelement zusammenwirkt, wobei das statorseitige Dichtelement an einem Dichtungsträger befestigt ist, über den das statorseitige Dichtelement an einem In- nendeckband des jeweiligen Leitschaufelkranzes befestigt ist.
Bei aus dem Stand der Technik bekannten Turbomaschinen weist der Dichtungsträger des statorseitigen Dichtelements der Inner-Air-Seal-Dichtung Haken auf, die in Axialrichtung und Umfangsrichtung verlaufende Nuten im Innendeckband des jeweiligen Leitschaufelkranzes in Umfangsrichtung eingefädelt werden. Die Herstellung solcher Dichtungsträger mit Haken sowie die Montage derselben am Innendeckband des Leitschaufelkranzes ist aufwendig und teuer. Auch die Befestigung der radial außenliegenden Enden der Leitschaufeln bzw. der Segmente eines Leitschaufelkranzes an einem Gehäuseabschnitt des Gehäuses erfolgt nach dem Stand der Technik über derartige in Nuten eingreifende Haken.
Hiervon ausgehend liegt der vorliegenden Erfindung das Problem zu Grunde, eine neuartige Turbomaschine mit einem vereinfachten Aufbau im Bereich statorseitiger Baugruppen derselben zu schaffen.
Dieses Problem wird nach einem ersten Aspekt der Erfindung durch eine Turbomaschine im Sinne von Anspruch 1 gelöst. Hiernach ist im Bereich des oder jedes Verdichters und/oder der oder jeder Turbine das statorseitige Gehäuse in zwei Halbschalen und der statorseitige Dichtungsträger der jeweiligen Inner-Air-Seal-Dichtung in mindestens zwei Halbschalen und das Innendeckband des jeweiligen statorseitiges Leitschaufelkranzes in mehrere Segmente unterteilt, wobei jede Halbschale des jeweiligen Dichtungsträgers zur Befestigung derselben am jeweiligen Innendeckband mit sich in radialer Richtung erstreckenden Stegen in Radialrichtung in sich ebenfalls in radialer Richtung erstreckende Ausnehmungen des Innendeckbands einführbar ist.
Nach einem zweiten Aspekt der Erfindung wird dieses Problem durch eine Turbomaschine im Sinne von Anspruch 8 gelöst. Hiernach ist im Bereich des oder jedes Verdichters und/oder der oder jeder Turbine das statorseitige Gehäuse in zwei Halbschalen und der jeweilige statorseitige Leitschaufelkranz in zwei Segmente mit einer Umfangserstreckung von jeweils in etwa 180° unterteilt, wobei jedes Segment des jeweiligen Leitschaufelkranzes zur Befestigung desselben am jeweiligen Gehäuseabschnitt des Gehäuses mit sich in radialer Richtung erstreckenden Stegen in Radialrichtung in sich ebenfalls in radialer Richtung erstreckende Ausnehmungen des Gehäuseabschnitts einfuhrbar ist.
Im Sinne der hier vorliegenden Erfindung wird auf Haken am Dichtungsträger des stator- seitigen Dichtelements einer Inner-Air-Seal-Dichtung und/oder an Segmenten des Leitschaufelkranzes verzichtet. Hierdurch vereinfacht sich sowohl die Herstellung als auch die Montage, wodurch Kosten reduziert werden können.
Beide obigen Aspekt der Erfindung können entweder für sich alleine oder in Kombination miteinander an einer Turbomaschine verwendet werden.
Bevorzugte Weiterbildungen der Erfindung ergeben sich aus den Unteransprüchen und der nachfolgenden Beschreibung. Ausführungsbeispiele der Erfindung werden, ohne hierauf beschränkt zu sein, an Hand der Zeichnung näher erläutert. Dabei zeigt:
Fig. 1 einen Ausschnitt aus einer aus dem Stand der Technik bekannten Turbomaschine;
Fig. 2 einen Ausschnitt aus einer erfindungsgemäßen Turbomaschine nach einem ersten Ausführungsbeispiel der Erfindung;
Fig. 3 einen Ausschnitt aus einer erfindungsgemäßen Turbomaschine nach einem zweiten Ausführungsbeispiel der Erfindung; und
Fig. 4 einen Ausschnitt aus einer erfindungsgemäßen Turbomaschine nach einem weiteren Ausführungsbeispiel der Erfindung.
Bevor nachfolgend unter Bezugnahme auf Fig. 2 bis 4 die Erfindung in größerem Detail beschrieben wird, soll vorab unter Bezugnahme auf Fig. 1 auf den Stand der Technik eingegangen werden. So zeigt Fig. 1 einen Ausschnitt aus einer aus dem Stand der Technik bekannten Turbomaschine im Bereich eines mit einer Inner- Air-Seal-Dichtung 10 abzudichtenden Spalts 11, der zwischen radial innenliegenden Enden von feststehenden Leitschaufeln 12 eines Leitschaufelkranzes 13 und einem Rotor 14 ausgebildet ist. Dieser Spalt 11 kann sowohl an einem Verdichter als auch einer Turbine der Turbomaschine ausgebildet sein. Die Inner- Air- Seal-Dichtung 10 zur Abdichtung des Spalts 11 umfasst ein statorseitiges Dichtelement 15, welches im gezeigten Ausführungsbeispiel als Wabendichtung ausgebildet ist, wobei das statorseitige Dichtelement 15 über einen Dichtungsträger 16 an einem Innendeckband 17 des Leitschaufelkranzes 13 befestigt ist. Neben dem statorseitigen Dichtelement 15 umfasst die Inner- Air-Seal-Dichtung 10 weiterhin ein rotorseitiges Dichtelement 18, welches mit dem statorseitigen Dichtelement 15 zusammenwirkt und im gezeigten Ausführungsbeispiel als Dichtfin bzw. Dichtlippe ausgebildet ist.
Wie Fig. 1 entnommen werden kann, verfügt nach dem Stand der Technik der Dichtungsträger 16, über welchen das statorseitige Dichtelement 15 der Inner- Air-Seal-Dichtung 10 am Innendeckband 17 des statorseitigen Leitschaufelkranzes 13 befestigt ist, über Haken 19, die in sich in Axialrichtung erstreckende Nuten 20 des Innendeckbands 17 eingreifen.
Die Herstellung solcher Dichtungsträger 16 mit Haken sowie die Montage derselben am Innendeckband 17 des Leitschaufelkranzes ist aufwendig und teuer.
Fig. 2 zeigt einen Ausschnitt aus einer erfindungsgemäßen Turbomaschine nach einem ersten Ausführungsbeispiel der Erfindung im Bereich eines Innendeckbands 21 eines statorseitigen Leitschaufelkranzes 22 eines Verdichters bzw. einer Turbine einer insbesondere als Gasturbinenflugtriebwerk ausgebildeten Turbomaschine. Vom Leitschaufelkranz 22 ist neben dem Innendeckband 21 weiterhin eine Leitschaufel 23 gezeigt. Am Innendeckband 21 des statorseitigen Leitschaufelkranzes 22 ist ein statorseitiges Dichtelement 24 einer In- ner-Air-Seal-Dichtung über einen Dichtungsträger 25 befestigt. Bei dem statorseitigen Dichtelement 24 handelt es sich vorzugsweise um eine Wabendichtung. Im Sinne der hier vorliegenden Erfindung erfolgt die Befestigung des Dichtungsträgers 25 am Innendeckband 21 über sich in radialer Richtung erstreckende Stege 26 des Dichtungsträgers 25, die in sich ebenfalls in radialer Richtung erstreckende Ausnehmungen 27 des Innendeckbands 21 eingreifen.
Der Dichtungsträger 25 kann in radialer Richtung mit seinen Stegen 26 in die Ausnehmungen 27 des Innendeckbands 21 eingeführt werden, wobei die Radialposition sowie Um- fangsposition des Dichtungsträgers 25 am Innendeckband 21 über Sicherungselemente 28 gesichert wird. Die Sicherungselemente 28 sind in das Innendeckband 21 integriert und als federbelastete Sicherungselemente ausgebildet. So ist das in Fig. 2 dargestellte Sicherungselement 28 in einer Ausnehmung im Innendeckband 21 des Leitschaufelkranzes 22 integriert und in dieser Ausnehmung über ein Federelement 29 gelagert. Zur Sicherung des Dichtungsträgers 25 am Inndeckband 21 greift ein Vorsprung 30 des Sicherungselements 28 in eine Ausnehmung eines Stegs 26 des Dichtungsträgers 25 ein.
Das obige Konzept einer Turbomaschine erfordert, dass sowohl der Dichtungsträger 25 des statorseitigen Dichtungselements 24 als auch ein statorseitiges Gehäuse des Verdichters bzw. der Turbine in zwei Halbschalen mit einer Umfangserstreckung von jeweils 180° in Längsrichtung geteilt ist. Dies ermöglicht dann die sichere Montage der Halbschalen des Dichtungsträgers 25 am Innendeckband 21 in radialer Richtung. Der Leitschaufelkranz 22 und damit das Innendeckband 21 ist in mehrere Segmente unterteilt, die jeweils eine definierte Umfangserstreckung aufweisen.
Fig. 3 zeigt die Erfindung im Zusammenhang mit einem Innendeckband 21 eines statorseitigen Leitschaufelkranzes, welches mehrere. Lagerstellen 31 zur Lagerung verstellbarer Leitschaufeln aufweist. Bei einem derartigen Innendeckband 21 ist jedes Segment desselben in zwei Hälften 32, 33 geteilt, wobei sich eine Teilungsebene 34 durch die Lagerstellen 31 hindurch erstreckt.
Bei den Ausführungsbeispielen der Fig. 2 und 3 werden demnach im Bereich eines statorseitigen Dichtungsträgers einer Inner-Air-Seal-Dichtung die nach dem Stand der Technik erforderlichen Haken durch sich in radialer Richtung erstreckende Stege ersetzt. Der Dichtungsträger sowie das Gehäuse der Turbine bzw. des Verdichters sind in Halbschalen geteilt. Der Leitschaufelkranz und damit das Innendeckband desselben, an welchem der Dichtungsträger angreift, ist in mehrere Segmente unterteilt. Die Halbschalen des Dichtungsträgers können in Radialrichtung mit den in radialer Richtung verlaufenden Stegen in sich e- benfalls in Radialrichtung erstreckende Ausnehmungen des Innendeckbands eingeschoben werden. Über Sicherungselemente wird die Umfangsposition sowie Radialposition der Halbschalen des Dichtungsträgers am Innendeckband gesichert.
Das erfindungsgemäße Prinzip einer hakenlosen Befestigung ist nicht auf die Befestigung des statorseitigen Dichtungsträgers einer Inner-Air-Seal-Dichtung am Innendeckband eines statorseitigen Leitschaufelkranzes beschränkt. Vielmehr kann das erfindungsgemäße Prinzip einer hakenlosen Befestigung auch dazu verwendet werden, den statorseitigen Leitschaufelkranz an einem Gehäuseabschnitt des statorseitigen Gehäuses zu befestigen. Dies wird nachfolgend unter Bezugnahme auf Fig. 4 im Detail beschrieben, wobei in Fig. 4 in Übereinstimmung zur Fig. 2 auch der statorseitige Dichtungsträger 25 am Innendeckband 21 des statorseitigen Leitschaufelkranzes 22 hakenlos befestigt ist. Hinsichtlich der diesbezüglich involvierten Baugruppen werden zur Vermeidung unnötiger Wiederholungen für gleiche Baugruppen gleiche Bezugsziffern verwendet und es wird auf die Ausführungen zum Ausführungsbeispiel der Fig. 2 verwiesen.
Im Ausführungsbeispiel der Fig. 4 ist der statorseitige Leitschaufelkranz 22 mit Hilfe von sich in radialer Richtung erstreckenden Stegen 35 an einem Gehäuseabschnitt 36 eines statorseitigen Gehäuses 37 befestigt, wobei die sich in radialer Richtung erstreckenden Stege 35 des Leitschaufelkranzes 22 in sich ebenfalls in radialer Richtung erstreckende Ausnehmungen 38 eingreifen, die in den Gehäuseabschnitt 36 eingebracht sind.
Gemäß Fig. 4 sind die Stege 35, die sich in radialer Richtung erstrecken und in die Ausnehmungen 38 des Gehäuseabschnitts 36 eingreifen, einem Außendeckband 39 des statorseitigen Leitschaufelkranzes 22 zugeordnet. Im Ausfuhrungsbeispiel der Fig. 4 ist neben dem Dichtungsträger 25 des statorseitigen Dichtungselements 24 und neben dem statorseitigen Gehäuse 37 auch der Leitschaufelkranz 22 mit einer Umfangserstreckung von jeweils 180° in Längsrichtung geteilt. Im Ausführungsbeispiel der Fig. 4 ist demnach der Leitschaufelkranz 22 in zwei Segmente mit einer Umfangserstreckung von jeweils 180° geteilt. Dies ermöglicht die sichere Montage des Leitschaufelkranzes 22 am Gehäuseabschnitt 36 des statorseitigen Gehäuses 37.
Die Sicherung der Segmente des Leitschaufelkranzes 22 am Gehäuseabschnitt 36 des statorseitigen Gehäuses 37 erfolgt in Übereinstimmung zu den Ausführungsbeispielen der Fig. 2 und 3 vorzugsweise wiederum mit Hilfe federbelasteter Sicherungselemente, die in den Gehäuseabschnitt 36 integriert sind. Hinsichtlich dieser Details kann demnach auf die obigen Ausführungen verwiesen werden.
Neben dem statorseitigen Leitschaufelkranz 22 zeigt Fig. 4 weiterhin einen rotorseitigen Laufschaufelkranz 40, der mehrere Laufschaufeln 41 aufweist. Radial außen liegende Enden der rotorseitigen Laufschaufeln 41 begrenzen zusammen mit einem Gehäuseabschnitt 42 des statorseitigen Gehäuses 37 einen Spalt, der mit Hilfe einer sogenannten Outer- Air- Seal-Dichtung abgedichtet wird, wobei die Outer-Air-Seal-Dichtung gemäß Fig. 4 einen Einlaufbelag 43 umfasst, der dem Gehäuseabschnitt 37 zugeordnet ist.

Claims

Patentansprüche
Turbomaschine, insbesondere Gasturbinenflugtriebwerk, mit mindestens einem Verdichter, mindestens einer Brennkammer und mindestens einer Turbine, wobei der o- der jeder Verdichter sowie die oder jede Turbine jeweils ein statorseitiges Gehäuse, jeweils mindestens einen stataorseitigen Leitschaufelkranz und jeweils mindestens einen rotorseitigen Laufschaufelkranz aufweist, wobei im Bereich des oder jedes Verdichters und der oder jeder Turbine ein zwischen radial außenliegenden Enden der Laufschaufeln eines jeden Laufschaufelkranzes und einem Gehäuseabschnitt des jeweiligen Gehäuses ausgebildeter Spalt über eine Outer-Air-Seal-Dichtung abgedichtet ist, und wobei im Bereich des oder jedes Verdichters und der oder jeder Turbine ein zwischen radial innenliegenden Enden der Leitschaufeln eines jeden Leitschaufelkranzes und einem Rotor ausgebildeter Spalt über eine Inner-Air-Seal- Dichtung abgedichtet ist, die einen an einem Innendeckband des jeweiligen Leitschaufelkranzes befestigten, ein statorseitiges Dichtelement tragenden Dichtungsträger und ein dem jeweiligen Rotor zugeordnetes, mit dem statorseitigen Dichtelement zusammenwirkendes rotorseitiges Dichtelement aufweist, dadurch gekennzeichnet, dass im Bereich des oder jedes Verdichters und/oder der oder jeder Turbine das sta- torseitige Gehäuse in zwei Halbschalen und der statorseitige Dichtungsträger (25) der jeweiligen Inner-Air-Seal-Dichtung in mindestens zwei Halbschalen und das Innendeckband (21) des jeweiligen statorseitiges Leitschaufelkranzes in mehrere Segmente unterteilt ist, und dass jede Halbschale des jeweiligen Dichtungsträgers (25) zur Befestigung derselben am jeweiligen Innendeckband (21) mit sich in radialer Richtung erstreckenden Stegen (26) in Radialrichtung in sich ebenfalls in radialer Richtung erstreckende Ausnehmungen (27) des Innendeckbands (21) einführbar ist.
2. Turbomaschine nach Anspruch 1 , dadurch gekennzeichnet, dass eine Umfangsposition und Radialposition jeder Halbschale des jeweiligen Dichtungsträgers (25) am jeweiligen Innendeckband (21) über Sicherungselemente (28) gesichert ist.
3. Turbomaschine nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, dass die Sicherungselemente (28) in das jeweilige Innendeckband (21) integriert sind.
4. Turbomaschine nach Anspruch 2 oder 3, dadurch gekennzeichnet, dass die Sicherungselemente (28) als federbelastete Sicherungselemente ausgebildet sind.
5. Turbomaschine nach einem oder mehreren der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, dass das jeweilige Innendeckband (21) Lagerstellen (31) für verstellbare Leitschaufeln aufweist.
6. Turbomaschine nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, dass jedes Segment des Innendeckbands (21) in zwei Hälften (32, 33) derart geteilt ist, dass sich die Teilungsebene (34) durch die Lagerstellen (31) erstreckt.
7. Turbomaschine nach einem oder mehreren der Ansprüche 1 bis 4, gekennzeichnet durch
Merkmale nach einem oder mehreren der Ansprüche 8 bis 11.
8. Turbomaschine, insbesondere Gasturbinenflugtriebwerk, mit mindestens einem Verdichter, mindestens einer Brennkammer und mindestens einer Turbine, wobei der o- der jeder Verdichter sowie die oder jede Turbine jeweils ein statorseitiges Gehäuse, jeweils mindestens einen stataorseitigen Leitschaufelkranz und jeweils mindestens einen rotorseitigen Laufschaufelkranz aufweist, und wobei im Bereich des oder jedes Verdichters und der oder jeder Turbine der jeweilige Leitschaufelkranzes an einem Gehäuseabschnitt des statorseitigen Gehäuses befestigt ist, dadurch gekennzeichnet, dass im Bereich des oder jedes Verdichters und/oder der oder jeder Turbine das sta- torseitige Gehäuse in zwei Halbschalen und der jeweilige statorseitige Leitschaufelkranz in zwei Segmente mit einer Umfangserstreckung von jeweils in etwa 180° unterteilt ist, und dass jedes Segment des jeweiligen Leitschaufelkranzes (22) zur Befestigung desselben am jeweiligen Gehäuseabschnitt (36) des Gehäuses (37) mit sich in radialer Richtung erstreckenden Stegen (35) in Radialrichtung in sich ebenfalls in radialer Richtung erstreckende Ausnehmungen (38) des Gehäuseabschnitts (36) einführbar ist.
9. Turbomaschine nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, dass eine Umfangsposition und Radialposition jedes Segments des jeweiligen Leitschaufelkranzes (22) am jeweiligen Gehäuseabschnitt (36) über Sicherungselemente gesichert ist.
10. Turbomaschine nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, dass die Sicherungselemente in den jeweiligen Gehäuseabschnitt (36) integriert sind.
11. Turbomaschine nach Anspruch 9 oder 10, dadurch gekennzeichnet, dass die Sicherungselemente als federbelastete Sicherungselemente ausgebildet sind.
2. Turbomaschine nach einem oder mehreren der Ansprüche 8 bis 11 , gekennzeichnet durch Merkmale nach einem oder mehreren der Ansprüche 1 bis 6.
PCT/DE2008/000497 2007-03-31 2008-03-22 Turbomaschine WO2008119325A1 (de)

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