WO2011026468A2 - Turbomachine, and method for producing a structured abradable coating - Google Patents

Turbomachine, and method for producing a structured abradable coating Download PDF

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WO2011026468A2
WO2011026468A2 PCT/DE2010/001018 DE2010001018W WO2011026468A2 WO 2011026468 A2 WO2011026468 A2 WO 2011026468A2 DE 2010001018 W DE2010001018 W DE 2010001018W WO 2011026468 A2 WO2011026468 A2 WO 2011026468A2
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structured
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inlet lining
turbomachine
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André Werner
Marius Theune
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Mtu Aero Engines Gmbh
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    • 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
    • F01D11/12—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator using a rubstrip, e.g. erodible. deformable or resiliently-biased part
    • F01D11/122—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator using a rubstrip, e.g. erodible. deformable or resiliently-biased part with erodable or abradable material
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
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    • F01D5/20—Specially-shaped blade tips to seal space between tips and stator
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
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    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/11—Shroud seal segments

Definitions

  • the invention relates to a turbomachine, in particular a gas turbine, with a housing, which has an inlet lining, and a rotor with a plurality of blades, and a method for producing a structured inlet lining.
  • Rotor of gas turbines are known from the prior art, which have blade tip armor in the region of the blade tip, with which they rub against an inlet lining of the turbomachine to produce a minimum running gap.
  • turbomachines with inlet linings are known, in which the inlet lining has certain structures, for example honeycomb structures, which were introduced into the inlet lining in the production of the inlet lining prior to assembly in the turbomachine.
  • the object of the invention is to provide a turbomachine with an easily structured and fluidically optimized inlet lining and a simple method for producing a structured inlet lining.
  • a turbomachine in particular gas turbine, with a housing which has an inlet lining, and a rotor with a plurality of blades, in which the blade tips have an axially structured profile, which generates a counter profile in the inlet lining and which having in the axial direction of the front end region, in particular at the front end itself, its radially outermost point.
  • the structured profile of the blade tip and the counter-profile of the inlet lining form a kind of labyrinth seal between the blade and the inlet lining.
  • turbomachine in particular a gas turbine, having a housing which has an inlet lining, and a rotor having a plurality of blades, in which the blade tips partially remove the inlet lining, and the inlet lining has an axially structured profile in the axial
  • the inlet lining with a structured profile and its radially outermost point in the axially front end region of the blade tip also creates a fluidically optimized turbomachine.
  • the blade tips have a blade tip armor forming the structured profile.
  • the material properties of the blade tip can be optimized for generating the counter profile and for removing the inlet lining.
  • the structured profile of the blade tip can only be formed by the blade tip armor, which simplifies the production of identical rotors with different blade tip profiles.
  • the blade tip armor is, for example, a continuous layer that extends over the entire blade tip, wherein the radial inner side of the layer preferably has a course corresponding to the outer side.
  • the blade tip armor has substantially the same thickness at each location.
  • a geometric profile section which repeats axially a plurality of times to form the structured profile.
  • the repetition of a profile section enhances the effect as a labyrinth seal and simplifies the production.
  • the profile is axially stepped step-shaped.
  • the radial extent of the blade tip can decrease in the axial direction, preferably decrease monotonically and / or steadily, wherein the radially outermost point is present exclusively in the front end region. This allows a further optimization of the fluidic properties of the turbomachine.
  • the inlet lining has radially differently outwardly extending circumferential grooves forming the profile, wherein the radially outermost radially outwardly extending groove opposite the axially forward end region, in particular the end of the blade tip. Due to the different radial extent of
  • the inlet lining may have a structure independent of the blade.
  • the circumferential grooves extend in the circumferential direction or obliquely thereto.
  • the circumferential grooves can have continuous radially inwardly lying groove bottoms compared to each other in the axial direction. This allows additional fluidic optimization.
  • the radial extent of the blade tip decreases in the axial direction as monotonically as the groove bottoms.
  • the circumferential grooves may each have the same radial depth in the inlet lining even with a structured blade tip.
  • the circumferential grooves form a crenellated profile in the circumferential direction.
  • the inlet lining may have at least at one axial end a radially inwardly extending annular edge which radially overlaps the adjacent axial blade tip end.
  • the ring edge acts as a deflection ring for the oncoming gas, which penetrates in a lesser amount in the running gap.
  • the invention further relates to a method for producing a structured inlet lining in a turbomachine described above, wherein the inlet lining is structured by rubbing the rotor blades with a structured blade tip of the rotor of the turbomachine.
  • the inlet lining therefore does not have to have the final structure or even a structure during installation.
  • the inlet lining can also be structured before the rotor blades are scratched. This allows a superimposed structure of a given profile of the inlet lining with the profile produced by the structured blade tip.
  • FIG. 2 is a perspective view of a segment of an inlet lining of a turbomachine according to the invention
  • FIGS. 4a-c show a further embodiment of an inlet lining of a turbomachine according to the invention.
  • FIG. 5a - c an alternative embodiment of an inlet lining of a turbomachine according to the invention.
  • FIGS. 1 a to 1 f show various embodiments of blades 10, which are attached to a rotor of a turbomachine.
  • the turbomachine has an inlet lining 18 as part of a stationary housing, on which the blades 10 of the rotor can touch with their blade tips 12 (see FIG.
  • the axial direction 20 of the turbomachine is indicated by an arrow and corresponds to the main flow direction of the gas.
  • the blade tips 12 have in all embodiments according to Figures 1 a - 1 f blade tip armor 14, which form in the axial direction of structured profiles 16, that is not straight axially. When rubbed against the inlet lining 18, the structured profiles 16 of the blade tips 12 generate corresponding counter profiles in the inlet lining 18.
  • the structured profiles 16 of the blade tips 12 each have their radially outermost point 22 at the front end region of the blade tips 12 which is in the axial direction 20.
  • this point is not only in the axially front fifth of the blade tip armor 14, but at the outermost point of the same.
  • FIG. 1a shows a first embodiment of the blade 10 with the associated inlet lining 18.
  • a blade tip armor 14 is provided which forms the profile 16 structured in the axial direction.
  • the blade 10 itself (below the armor 14) is not structured on its circumferential surface 21, that is, viewed in the circumferential direction, this surface 21 extends axially straight.
  • the blade tip 12 formed by the blade tip armor 14 has the radially outermost point 22 at the axially forward end of the blade 10.
  • FIG. 1b shows an alternative embodiment of the blade tip 12, the profile 16 corresponding to the profile 16 of the first embodiment in FIG. 1a.
  • the blade tip armor 14 is, as in the other embodiments, a continuous layer which extends over the entire blade tip 12, in which case the radial inner side of the layer has a course corresponding to the outer side.
  • the blade tip armor 14 in this embodiment is the same thickness at each point of the blade tip 12.
  • FIG. 1c shows a blade 10 with a crenellated profile.
  • a pinnacle forms a geometric profile section, which repeats axially several times to form the structured profile 16.
  • the pinnacle profile with the axially repeated profile section forms a good labyrinth seal between the blade 10 and inlet lining 18 in the axial direction 20th
  • FIG. 1d Another embodiment with an axially repeated repetitive geometric profile section is shown in Figure 1d, in which the profile 16 is formed like a sawtooth, wherein the teeth extend radially inwardly in the axial direction, to then increase radially straight.
  • Figures 1e and 1f show a profile 16, which is seen in the circumferential direction axially staircase-shaped.
  • the embodiment shown in Figure 1e has two stages and the embodiment shown in Figure 1f has three stages. Again, the steps fall in the axial direction.
  • the blade 10 without blade tip armor 14 has a corresponding profile 16, as shown or claimed.
  • the axially structured counter profile in the inlet lining 18 is, as stated, generated by the brushing of the rotor blades 10 with a structured blade tip 12 during operation of the turbomachine.
  • This allows a simple design of a rotationally symmetrical profile of the inlet lining 18.
  • the fluidic properties of the turbomachine are improved in this way, as on the one hand by the structured profile 16 of the blade 10 and the corresponding generated counter-profile in the inlet lining 18 a kind of labyrinth seal between the blade 10 and inlet lining 18 forms, and on the other hand by selecting the geometry of the profile 16 of the blade tip 12, an aerodynamically optimized inlet lining 18 is formed.
  • a further embodiment provides an inlet lining 18, which is already structured before the rotor blades 10 are scratched, and which is shown in FIGS. 2 to 5.
  • Figure 2 shows in advance a perspective view of a segment of the inlet lining 18 with circumferentially extending circumferential grooves 24, which form a crenellated profile seen in the circumferential direction.
  • FIG. 3 a is a plan view of the inlet lining 18 from FIG. 2.
  • FIGS. 3b and 3c show a sectional view of the inlet lining 18 before or after the coating of a structured blade tip 12.
  • the blade tip 12 shown in FIG. 3b corresponds to the blade tip 12 of the blades 10 from FIGS. 1a and 1b.
  • the circumferential grooves 24 extend radially outwards to different extents, as can be clearly seen in FIG. 3b. Namely, the groove bottoms 26 are continuously radially inward in comparison to one another in the axial direction 20.
  • FIGS. 4a to 4c show an inlet lining 18 in which the circumferential grooves 24 extend at an oblique angle to the axial direction 20.
  • the circumferential grooves 24 extend with increasing axial direction 20 in the direction of rotation 28 of the rotor
  • a radially inwardly extending annular edge 30 is formed, which radially overlaps the adjacent axial blade tip end (see FIG. 4b and FIG. 4c).
  • This overlapping ring edge 30 is also present in FIG. 3c.
  • FIGS. 5a, 5b and 5c show a third embodiment of a structured inlet lining 18.
  • the inlet lining 18 is formed analogously to FIGS. 4a to 4c, wherein the circumferential grooves 24 extend in the axial direction 20 counter to the direction of rotation 28 of the rotor.
  • a structured inlet lining 18 with a structured blade tip 12 allows formation of a complex geometry in the structure of the inlet lining 18, by means of which the turbomachine can be aerodynamically optimized.

Abstract

A turbomachine, in particular a gas turbine, comprises a housing that has an abradable coating (18), and a rotor that has multiple blades (10). The tips (12) of the blades have a profile (16) that is structured in the axial direction (20) and creates a mating profile in the abradable coating (18). The radially outermost point (22) of the structured profile (16) is located in the front end region, in particular at the front end, in the axial direction (20).

Description

Strömungsmaschine und Verfahren zur Erzeugung eines strukturierten Einlaufbelags  Turbomachine and method for producing a structured inlet lining
Die Erfindung betrifft eine Strömungsmaschine, insbesondere eine Gasturbine, mit einem Gehäuse, welches einen Einlaufbelag aufweist, und einem Rotor mit mehreren Schaufeln, sowie ein Verfahren zur Erzeugung eines strukturierten Einlaufbelags. The invention relates to a turbomachine, in particular a gas turbine, with a housing, which has an inlet lining, and a rotor with a plurality of blades, and a method for producing a structured inlet lining.
Aus dem Stand der Technik sind Rotoren von Gasturbinen bekannt, die im Bereich der Schaufelspitze eine Schaufelspitzenpanzerung aufweisen, mit der sie an einem Einlaufbelag der Strömungsmaschine anstreifen, um einen minimalen Laufspalt zu erzeugen. Darüber hinaus sind Strömungsmaschinen mit Einlaufbelägen bekannt, bei denen der Einlaufbelag bestimmte Strukturen, beispielsweise Wabenstrukturen aufweist, die bei der Herstellung des Einlaufbelags vor der Montage in der Strömungsmaschine in den Einlaufbelag eingebracht wurden. Rotor of gas turbines are known from the prior art, which have blade tip armor in the region of the blade tip, with which they rub against an inlet lining of the turbomachine to produce a minimum running gap. In addition, turbomachines with inlet linings are known, in which the inlet lining has certain structures, for example honeycomb structures, which were introduced into the inlet lining in the production of the inlet lining prior to assembly in the turbomachine.
Aufgabe der Erfindung ist es, eine Strömungsmaschine mit einem einfach zu strukturierenden sowie strömungstechnisch optimierten Einlaufbelag sowie ein einfaches Verfahren zur Erzeugung eines strukturierten Einlaufbelags zu schaffen. The object of the invention is to provide a turbomachine with an easily structured and fluidically optimized inlet lining and a simple method for producing a structured inlet lining.
Die Aufgabe der Erfindung wird durch eine Strömungsmaschine, insbesondere Gasturbine, mit einem Gehäuse, welches einen Einlaufbelag aufweist, und einem Rotor mit mehreren Schaufeln gelöst, bei der die Schaufelspitzen ein in Axialrichtung strukturiertes Profil aufweisen, welches ein Gegenprofil in dem Einlaufbelag erzeugt und welches an dem in Axialrichtung vorderen Endbereich, insbesondere am vorderen Ende selbst, seinen radial äußersten Punkt aufweist. The object of the invention is achieved by a turbomachine, in particular gas turbine, with a housing which has an inlet lining, and a rotor with a plurality of blades, in which the blade tips have an axially structured profile, which generates a counter profile in the inlet lining and which having in the axial direction of the front end region, in particular at the front end itself, its radially outermost point.
Durch das strukturierte Profil der Schaufelspitze und das Gegenprofil des Einlaufbelags wird eine Art Labyrinth-Dichtung zwischen Schaufel und Einlaufbelag gebildet. Durch Anordnung des radial äußersten Punkts des Profils im axial vorderen Endbereich der Schaufelspitze ergibt sich ferner, wie sich herausgestellt hat, ein strömungstechnisch optimierter Einlaufbelag. Der Wirkungsgrad der Strömungsmaschine und der Pumpengrenzenabstand werden dadurch ebenfalls verbessert. The structured profile of the blade tip and the counter-profile of the inlet lining form a kind of labyrinth seal between the blade and the inlet lining. By arranging the radially outermost point of the profile in the axially front end region of the blade tip, it is also clear, as has been found, that a flow-optimized inlet lining is obtained. The efficiency of the turbomachine and the pump boundary distance are also improved.
Die Aufgabe wird ferner durch eine Strömungsmaschine, insbesondere Gasturbine, mit einem Gehäuse, welches einen Einlaufbelag aufweist, und einem Rotor mit mehreren Schaufeln, gelöst, bei der die Schaufelspitzen den Einlaufbelag teilweise abtragen, und der Einlaufbelag ein in Axialrichtung strukturiertes Profil aufweist, welches an dem dem in Axial-The object is further achieved by a turbomachine, in particular a gas turbine, having a housing which has an inlet lining, and a rotor having a plurality of blades, in which the blade tips partially remove the inlet lining, and the inlet lining has an axially structured profile in the axial
BESTÄTIGUNGSKOPIE richtung vorderen Endbereich, insbesondere Ende, der Schaufelspitze radial gegenüberliegenden Belagabschnitt seinen radial äußersten Punkt aufweist. CONFIRMATION COPY Direction front end portion, in particular end, the blade tip radially opposite pad portion has its radially outermost point.
Der Einlaufbelag mit strukturiertem Profil und seinem radial äußersten Punkt im axial vorderen Endbereich der Schaufelspitze schafft ebenfalls eine strömungstechnisch optimierte Strömungsmaschine. The inlet lining with a structured profile and its radially outermost point in the axially front end region of the blade tip also creates a fluidically optimized turbomachine.
Vorzugsweise weisen die Schaufelspitzen eine Schaufelspitzenpanzerung auf, welche das strukturierte Profil bildet. Auf diese Weise können die Materialeigenschaften der Schaufelspitze zur Erzeugung des Gegenprofils und zum Abtrag des Einlaufbelags optimiert werden. Das strukturierte Profil der Schaufelspitze lässt sich ausschließlich durch die Schaufelspitzenpanzerung bilden, wodurch sich die Produktion von gleichen Rotoren mit verschiedenen Schaufelspitzen-Profilen vereinfacht wird. Preferably, the blade tips have a blade tip armor forming the structured profile. In this way, the material properties of the blade tip can be optimized for generating the counter profile and for removing the inlet lining. The structured profile of the blade tip can only be formed by the blade tip armor, which simplifies the production of identical rotors with different blade tip profiles.
Die Schaufelspitzenpanzerung ist zum Beispiel eine durchgehende Schicht, die sich über die gesamte Schaufelspitze erstreckt, wobei die radiale Innenseite der Schicht vorzugsweise einen der Außenseite entsprechenden Verlauf hat. Bei einer solchen Ausführung weist die Schaufelspitzenpanzerung an jeder Stelle im Wesentlichen die gleiche Dicke auf. The blade tip armor is, for example, a continuous layer that extends over the entire blade tip, wherein the radial inner side of the layer preferably has a course corresponding to the outer side. In such an embodiment, the blade tip armor has substantially the same thickness at each location.
Es ist möglich, dass ein geometrischer Profilabschnitt vorgesehen ist, welcher sich zur Bildung des strukturierten Profils axial mehrfach wiederholt. Die Wiederholung eines Profilabschnitts verstärkt die Wirkung als Labyrinth-Dichtung und vereinfacht die Herstellung. It is possible that a geometric profile section is provided, which repeats axially a plurality of times to form the structured profile. The repetition of a profile section enhances the effect as a labyrinth seal and simplifies the production.
Beispielsweise verläuft das Profil in Umfangsrichtung gesehen axial treppenstufenförmig. For example, viewed in the circumferential direction, the profile is axially stepped step-shaped.
Die radiale Erstreckung der Schaufelspitze kann in Axialrichtung abnehmen, vorzugsweise monoton und/oder stetig abnehmen, wobei der radial äußerste Punkt ausschließlich im vorderen Endbereich vorhanden ist. Dies ermöglicht eine weitere Optimierung der strömungstechnischen Eigenschaften der Strömungsmaschine. The radial extent of the blade tip can decrease in the axial direction, preferably decrease monotonically and / or steadily, wherein the radially outermost point is present exclusively in the front end region. This allows a further optimization of the fluidic properties of the turbomachine.
Es ist möglich, dass der Einlaufbelag sich radial unterschiedlich weit nach außen erstreckende Umfangsnuten aufweist, die das Profil bilden, wobei die sich radial am weitesten radial nach außen erstreckende Nut dem axial vorderen Endbereich, insbesondere dem Ende der Schaufelspitze, gegenüberliegt. Durch die unterschiedliche radiale Erstreckung der It is possible that the inlet lining has radially differently outwardly extending circumferential grooves forming the profile, wherein the radially outermost radially outwardly extending groove opposite the axially forward end region, in particular the end of the blade tip. Due to the different radial extent of
Umfangsnuten kann der Einlaufbelag eine von der Schaufel unabhängige Struktur aufweisen. Circumferential grooves, the inlet lining may have a structure independent of the blade.
Die Umfangsnuten verlaufen in Umfangsrichtung oder schräg hierzu. Die Umfangsnuten können im Vergleich zueinander in Axialrichtung kontinuierlich radial weiter innen liegende Nutböden haben. Dies ermöglicht eine zusätzliche strömungstechnische Optimierung. The circumferential grooves extend in the circumferential direction or obliquely thereto. The circumferential grooves can have continuous radially inwardly lying groove bottoms compared to each other in the axial direction. This allows additional fluidic optimization.
Vorzugsweise nimmt die radiale Erstreckung der Schaufelspitze in Axialrichtung ebenso monoton ab wie die Nutböden. Auf diese Weise können die Umfangsnuten auch bei einer strukturierten Schaufelspitze jeweils die gleiche radiale Tiefe im Einlaufbelag aufweisen. Preferably, the radial extent of the blade tip decreases in the axial direction as monotonically as the groove bottoms. In this way, the circumferential grooves may each have the same radial depth in the inlet lining even with a structured blade tip.
Gemäß einer bevorzugten Ausführungsform der Erfindung bilden die Umfangsnuten in Umfangsrichtung gesehen ein Zinnenprofil. According to a preferred embodiment of the invention, the circumferential grooves form a crenellated profile in the circumferential direction.
Der Einlaufbelag kann zumindest an einem axialen Ende einen radial einwärts verlaufenden Ringrand haben, der das angrenzende axiale Schaufelspitzenende radial überlappt. Damit wirkt der Ringrand als Ablenkring für das heranströmende Gas, welches in geringerer Menge in den Laufspalt dringt. The inlet lining may have at least at one axial end a radially inwardly extending annular edge which radially overlaps the adjacent axial blade tip end. Thus, the ring edge acts as a deflection ring for the oncoming gas, which penetrates in a lesser amount in the running gap.
Die Erfindung betrifft darüber hinaus ein Verfahren zur Erzeugung eines strukturierten Einlaufbelags in einer oben beschriebenen Strömungsmaschine, wobei der Einlaufbelag durch Anstreifen der Rotorschaufeln mit strukturierter Schaufelspitze des Rotors der Strömungsmaschine strukturiert wird. Der Einlaufbelag muss also beim Einbau nicht die endgültige Struktur oder überhaupt eine Struktur besitzen. The invention further relates to a method for producing a structured inlet lining in a turbomachine described above, wherein the inlet lining is structured by rubbing the rotor blades with a structured blade tip of the rotor of the turbomachine. The inlet lining therefore does not have to have the final structure or even a structure during installation.
Der Einlaufbelag kann aber auch vor dem Anstreifen der Rotorschaufeln strukturiert werden. Dies ermöglicht eine überlagerte Struktur eines vorgegebenen Profils des Einlaufbelags mit dem durch die strukturierte Schaufelspitze erzeugten Profil. However, the inlet lining can also be structured before the rotor blades are scratched. This allows a superimposed structure of a given profile of the inlet lining with the profile produced by the structured blade tip.
Weitere Merkmale und Vorteile der Erfindung ergeben sich aus der nachfolgenden Beschreibung und aus den nachfolgenden Zeichnungen, auf die Bezug genommen wird. In den Zeichnungen zeigen: Further features and advantages of the invention will become apparent from the following description and from the following drawings, to which reference is made. In the drawings show:
- Figur 1a - 1f verschiedene Ausführungsformen von Schaufeln mit strukturierten - Figure 1a - 1f different embodiments of blades with structured
Schaufelspitzen einer erfindungsgemäßen Strömungsmaschine;  Blade tips of a turbomachine according to the invention;
- Figur 2 eine perspektivische Ansicht eines Segments eines Einlaufbelags einer erfindungsgemäßen Strömungsmaschine; - Figure 2 is a perspective view of a segment of an inlet lining of a turbomachine according to the invention;
- Figur 3a - c Detailansichten des Einlaufbelags gemäß Figur 2; - Figur 4a - c eine weitere Ausführungsform eines Einlaufbelags einer erfindungsgemäßen Strömungsmaschine; und - Figure 3a - c detail views of the inlet lining according to Figure 2; FIGS. 4a-c show a further embodiment of an inlet lining of a turbomachine according to the invention; and
- Figur 5a - c eine alternative Ausführungsform eines Einlaufbelags einer erfindungsgemäßen Strömungsmaschine. - Figure 5a - c an alternative embodiment of an inlet lining of a turbomachine according to the invention.
In den Figuren 1 a bis 1f sind verschiedene Ausführungsformen von Schaufeln 10 gezeigt, die an einem Rotor einer Strömungsmaschine angebracht sind. FIGS. 1 a to 1 f show various embodiments of blades 10, which are attached to a rotor of a turbomachine.
Die Strömungsmaschine weist einen Einlaufbelag 18 als Teil eines feststehenden Gehäuses auf, an dem die Schaufeln 10 des Rotors mit ihren Schaufelspitzen 12 anstreifen können (vgl. Figur 1a). Die Axialrichtung 20 der Strömungsmaschine ist durch einen Pfeil gekennzeichnet und entspricht der Hauptströmungsrichtung des Gases. The turbomachine has an inlet lining 18 as part of a stationary housing, on which the blades 10 of the rotor can touch with their blade tips 12 (see FIG. The axial direction 20 of the turbomachine is indicated by an arrow and corresponds to the main flow direction of the gas.
Die Schaufelspitzen 12 weisen bei allen Ausführungsformen nach den Figuren 1 a - 1f Schaufelspitzenpanzerungen 14 auf, die in axialer Richtung strukturierte Profile 16 bilden, das heißt nicht geradlinig axial verlaufen. Beim Anstreifen am Einlaufbelag 18 erzeugen die strukturierten Profile 16 der Schaufelspitzen 12 entsprechende Gegenprofile im Einlaufbelag 18. The blade tips 12 have in all embodiments according to Figures 1 a - 1 f blade tip armor 14, which form in the axial direction of structured profiles 16, that is not straight axially. When rubbed against the inlet lining 18, the structured profiles 16 of the blade tips 12 generate corresponding counter profiles in the inlet lining 18.
Die strukturierten Profile 16 der Schaufelspitzen 12 besitzen an dem in Axialrichtung 20 vorderen Endbereich der Schaufelspitzen 12 jeweils ihren radial äußersten Punkt 22. The structured profiles 16 of the blade tips 12 each have their radially outermost point 22 at the front end region of the blade tips 12 which is in the axial direction 20.
Vorzugsweise liegt dieser Punkt nicht nur im axial vorderen Fünftel der Schaufelspitzenpanzerung 14, sondern am äußersten Punkt derselben. Preferably, this point is not only in the axially front fifth of the blade tip armor 14, but at the outermost point of the same.
Figur 1a zeigt eine erste Ausführungsform der Schaufel 10 mit dem zugeordneten Einlaufbelag 18. Auf der Schaufelspitze 12 der Schaufel 10 ist eine Schaufelspitzenpanzerung 14 vorgesehen, welche das in axialer Richtung strukturierte Profil 16 bildet. Die Schaufel 10 selbst (unterhalb der Panzerung 14) ist an ihrer Umfangsfläche 21 nicht strukturiert, das heißt in Umfangsrichtung betrachtet erstreckt sich diese Fläche 21 axial geradlinig. 1a shows a first embodiment of the blade 10 with the associated inlet lining 18. On the blade tip 12 of the blade 10, a blade tip armor 14 is provided which forms the profile 16 structured in the axial direction. The blade 10 itself (below the armor 14) is not structured on its circumferential surface 21, that is, viewed in the circumferential direction, this surface 21 extends axially straight.
Die Schaufelspitze 12, die durch die Schaufelspitzenpanzerung 14 gebildet ist, weist den radial äußersten Punkt 22 am in Axialrichtung vorderen Ende der Schaufel 10 auf. The blade tip 12 formed by the blade tip armor 14 has the radially outermost point 22 at the axially forward end of the blade 10.
Die radiale Erstreckung der Schaufelspitze 12 nimmt in Axialrichtung 20 monoton und stetig ab. Figur 1 b zeigt eine alternative Ausführungsform der Schaufelspitze 12, wobei das Profil 16 dem Profil 16 der ersten Ausführungsform in Figur 1 a entspricht. Die Schaufel 10 unterhalb ihrer Panzerung 14 weist jedoch selbst im Bereich ihrer Umfangsfläche 21 bereits ein in Axialrichtung strukturiertes Profil auf. The radial extent of the blade tip 12 decreases monotonically and steadily in the axial direction 20. FIG. 1b shows an alternative embodiment of the blade tip 12, the profile 16 corresponding to the profile 16 of the first embodiment in FIG. 1a. The blade 10 below its armor 14, however, even in the region of its peripheral surface 21 already has a profile structured in the axial direction.
Die Schaufelspitzenpanzerung 14 ist wie bei den anderen Ausführungsformen eine durchgehende Schicht, die sich über die gesamte Schaufelspitze 12 erstreckt, wobei hier die radiale Innenseite der Schicht einen der Außenseite entsprechenden Verlauf hat. Die Schaufelspitzenpanzerung 14 ist bei dieser Ausführungsform an jeder Stelle der Schaufelspitze 12 gleich dick. The blade tip armor 14 is, as in the other embodiments, a continuous layer which extends over the entire blade tip 12, in which case the radial inner side of the layer has a course corresponding to the outer side. The blade tip armor 14 in this embodiment is the same thickness at each point of the blade tip 12.
Figur 1c zeigt eine Schaufel 10 mit einem Zinnenprofil. Eine Zinne bildet dabei einen geometrischen Profilabschnitt, welcher sich zur Bildung des strukturierten Profils 16 axial mehrfach wiederholt. Das Zinnenprofil mit dem sich axial mehrfach wiederholenden Profilabschnitt bildet eine gute Labyrinth-Dichtung zwischen Schaufel 10 und Einlaufbelag 18 in Axialrichtung 20. FIG. 1c shows a blade 10 with a crenellated profile. A pinnacle forms a geometric profile section, which repeats axially several times to form the structured profile 16. The pinnacle profile with the axially repeated profile section forms a good labyrinth seal between the blade 10 and inlet lining 18 in the axial direction 20th
Eine weitere Ausführungsform mit einem sich axial mehrfach wiederholenden geometrischen Profilabschnitt ist in Figur 1d gezeigt, in dem das Profil 16 sägezahnartig ausgebildet ist, wobei die Zähne in Axialrichtung radial einwärts verlaufen, um anschließend radial geradlinig anzusteigen. Another embodiment with an axially repeated repetitive geometric profile section is shown in Figure 1d, in which the profile 16 is formed like a sawtooth, wherein the teeth extend radially inwardly in the axial direction, to then increase radially straight.
Die Figuren 1e und 1f zeigen ein Profil 16, das in Umfangsrichtung gesehen axial treppenstufenförmig verläuft. Die in Figur 1e gezeigte Ausführungsform weist zwei Stufen auf und die in Figur 1f gezeigte Ausführungsform weist drei Stufen auf. Auch hier fallen die Stufen in Axialrichtung. Figures 1e and 1f show a profile 16, which is seen in the circumferential direction axially staircase-shaped. The embodiment shown in Figure 1e has two stages and the embodiment shown in Figure 1f has three stages. Again, the steps fall in the axial direction.
Es ist insbesondere auch möglich, dass die Schaufel 10 ohne Schaufelspitzenpanzerung 14 ein entsprechendes Profil 16 aufweist, wie es gezeigt oder beansprucht ist. In particular, it is also possible that the blade 10 without blade tip armor 14 has a corresponding profile 16, as shown or claimed.
Das in axialer Richtung strukturierte Gegenprofil im Einlaufbelag 18 wird, wie gesagt, durch das Anstreifen der Rotorschaufeln 10 mit strukturierter Schaufelspitze 12 während des Betriebs der Strömungsmaschine erzeugt. Dies ermöglicht eine einfache Ausbildung eines rotationssymmetrischen Profils des Einlaufbelags 18. Die strömungstechnischen Eigenschaften der Strömungsmaschine werden auf diese Weise verbessert, da sich einerseits durch das strukturierte Profil 16 der Schaufel 10 und das entsprechend erzeugte Gegenprofil im Einlaufbelag 18 eine Art Labyrinthdichtung zwischen Schaufel 10 und Einlaufbelag 18 ausbildet, und andererseits durch die Wahl der Geometrie des Profils 16 der Schaufelspitze 12 ein aerodynamisch optimierter Einlaufbelag 18 gebildet wird. The axially structured counter profile in the inlet lining 18 is, as stated, generated by the brushing of the rotor blades 10 with a structured blade tip 12 during operation of the turbomachine. This allows a simple design of a rotationally symmetrical profile of the inlet lining 18. The fluidic properties of the turbomachine are improved in this way, as on the one hand by the structured profile 16 of the blade 10 and the corresponding generated counter-profile in the inlet lining 18 a kind of labyrinth seal between the blade 10 and inlet lining 18 forms, and on the other hand by selecting the geometry of the profile 16 of the blade tip 12, an aerodynamically optimized inlet lining 18 is formed.
Eine weitere Ausführungsform sieht einen bereits vor dem Anstreifen der Rotorschaufeln 10 strukturierten Einlaufbelag 18 vor, der in den Figuren 2 bis 5 gezeigt ist. A further embodiment provides an inlet lining 18, which is already structured before the rotor blades 10 are scratched, and which is shown in FIGS. 2 to 5.
Figur 2 zeigt vorab eine perspektivische Ansicht eines Segments des Einlaufbelags 18 mit in Umfangsrichtung verlaufenden Umfangsnuten 24, die in Umfangsrichtung gesehen ein Zinnenprofil bilden. Figure 2 shows in advance a perspective view of a segment of the inlet lining 18 with circumferentially extending circumferential grooves 24, which form a crenellated profile seen in the circumferential direction.
Figur 3a ist eine Draufsicht auf den Einlaufbelag 18 aus Figur 2. FIG. 3 a is a plan view of the inlet lining 18 from FIG. 2.
Die Figuren 3b und 3c zeigen eine Schnittansicht des Einlaufbelags 18 vor bzw. nach dem Anstreifen einer strukturierten Schaufelspitze 12. Die in Figur 3b gezeigte Schaufelspitze 12 entspricht der Schaufelspitze 12 der Schaufeln 10 aus den Figuren 1 a und 1 b. FIGS. 3b and 3c show a sectional view of the inlet lining 18 before or after the coating of a structured blade tip 12. The blade tip 12 shown in FIG. 3b corresponds to the blade tip 12 of the blades 10 from FIGS. 1a and 1b.
Wie in Figur 3b zu sehen ist, erstrecken sich die Umfangsnuten 24 radial unterschiedlich weit nach außen, wie es in Figur 3b gut zu erkennen ist. Die Nutböden 26 liegen nämlich im Vergleich zueinander in Axialrichtung 20 kontinuierlich radial weiter innen. As can be seen in FIG. 3b, the circumferential grooves 24 extend radially outwards to different extents, as can be clearly seen in FIG. 3b. Namely, the groove bottoms 26 are continuously radially inward in comparison to one another in the axial direction 20.
Die radiale Erstreckung der Schaufelspitze 12 nimmt in Axialrichtung 20 ebenso monoton ab wie die Nutböden 26. Eine Gerade, die durch die axialen Mitten der Nutböden 26, im Schnitt gesehen, gelegt werden würde, verläuft parallel zur Schaufelspitze 12. Wie in Figur 3c zu erkennen ist, sind deshalb nach dem Anstreifen der Schaufelspitze 12 die benachbarten Umfangsnuten 24 gleich tief im Einlaufbelag 18. The radial extent of the blade tip 12 decreases in the axial direction 20 as monotone as the groove bottoms 26. A straight line, which would be seen through the axial centers of the groove bottoms 26, seen in section, runs parallel to the blade tip 12. As can be seen in Figure 3c is, therefore, after the brushing of the blade tip 12, the adjacent circumferential grooves 24 are equal deep in the inlet lining 18th
In den Figuren 4a bis 4c ist ein Einlaufbelag 18 gezeigt, in dem sich die Umfangsnuten 24 in einem schrägen Winkel zur Axialrichtung 20 erstrecken. Die Umfangsnuten 24 verlaufen dabei mit zunehmender Axialrichtung 20 in der Umlaufrichtung 28 des Rotors der FIGS. 4a to 4c show an inlet lining 18 in which the circumferential grooves 24 extend at an oblique angle to the axial direction 20. The circumferential grooves 24 extend with increasing axial direction 20 in the direction of rotation 28 of the rotor
Strömungsmaschine. Am axial vorderen und optional auch am hinteren Ende des Einlaufbelags 18 ist ein radial einwärts verlaufender Ringrand 30 ausgebildet, der das angrenzende axiale Schaufelspitzenende radial überlappt (vgl. Figur 4b und Figur 4c). Flow machine. At the axially forward and optionally also at the rear end of the inlet lining 18, a radially inwardly extending annular edge 30 is formed, which radially overlaps the adjacent axial blade tip end (see FIG. 4b and FIG. 4c).
Dieser überlappende Ringrand 30 ist auch bei Figur 3c vorhanden. This overlapping ring edge 30 is also present in FIG. 3c.
In den Figuren 5a, 5b und 5c ist eine dritte Ausführungsform eines strukturierten Einlaufbelags 18 gezeigt. Der Einlaufbelag 18 ist analog zu den Figuren 4a bis 4c ausgebildet, wobei die Umfangsnuten 24 in Axialrichtung 20 entgegen der Umlaufrichtung 28 des Rotors verlaufen. FIGS. 5a, 5b and 5c show a third embodiment of a structured inlet lining 18. The inlet lining 18 is formed analogously to FIGS. 4a to 4c, wherein the circumferential grooves 24 extend in the axial direction 20 counter to the direction of rotation 28 of the rotor.
Die Kombination eines strukturierten Einlaufbelags 18 mit einer strukturierten Schaufelspitze 12 ermöglicht eine Ausbildung einer komplexen Geometrie in der Struktur des Einlaufbelags 18, durch die die Strömungsmaschine strömungstechnisch optimiert werden kann. The combination of a structured inlet lining 18 with a structured blade tip 12 allows formation of a complex geometry in the structure of the inlet lining 18, by means of which the turbomachine can be aerodynamically optimized.

Claims

Ansprüche claims
Strömungsmaschine, insbesondere Gasturbine, mit einem Gehäuse, welches einen Einlaufbelag (18) aufweist, und einem Rotor mit mehreren Schaufeln (10), wobei die Schaufelspitzen (12) ein in Axialrichtung (20) strukturiertes Profil (16) aufweisen, welches ein Gegenprofil in dem Einlaufbelag (18) erzeugt und welches an dem in Axialrichtung (20) vorderen Endbereich, insbesondere am vorderen Ende selbst, seinen radial äußersten Punkt (22) aufweist. Turbomachine, in particular gas turbine, with a housing, which has an inlet lining (18), and a rotor with a plurality of blades (10), wherein the blade tips (12) in the axial direction (20) structured profile (16), which is a counter profile in has the inlet lining (18) and which at the front end region in the axial direction (20), in particular at the front end itself, its radially outermost point (22).
Strömungsmaschine, insbesondere Gasturbine, mit einem Gehäuse, welches einen Einlaufbelag (18) aufweist, und einem Rotor mit mehreren Schaufeln (10), wobei die Schaufelspitzen (12) den Einlaufbelag (18) teilweise abtragen, und wobei der Einlaufbelag (18) ein in axialer Richtung strukturiertes Profil aufweist, welches an dem Belagabschnitt, der dem in Axialrichtung (20) vorderen Endbereich der Schaufelspitze (12), insbesondere dessen Ende, radial gegenüberliegt, seinen radial äußersten Punkt aufweist. Turbomachine, in particular a gas turbine, with a housing, which has an inlet lining (18), and a rotor with a plurality of blades (10), wherein the blade tips (12) partially remove the inlet lining (18), and wherein the inlet lining (18) is an in Has an axial profile structured profile, which at the pad portion, which in the axial direction (20) front end portion of the blade tip (12), in particular its end, radially opposite, has its radially outermost point.
Strömungsmaschine nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Schaufelspitzen (12) eine Schaufelspitzenpanzerung (14) aufweisen, welche, soweit auf Anspruch 1 bezogen, das strukturierte Profil (16) bildet. Turbomachine according to one of the preceding claims, characterized in that the blade tips (12) have a blade tip armor (14) which, as far as related to claim 1, the structured profile (16).
Strömungsmaschine nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, dass die Schaufelspitzenpanzerung (14) eine durchgehende Schicht ist, die sich über die gesamte Schaufelspitze (12) erstreckt, wobei die radiale Innenseite der Schicht vorzugsweise einen der Außenseite entsprechenden Verlauf hat. Turbomachine according to claim 3, characterized in that the blade tip armor (14) is a continuous layer which extends over the entire blade tip (12), wherein the radial inner side of the layer preferably has a course corresponding to the outside.
Strömungsmaschine nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass ein geometrischer Profilabschnitt vorgesehen ist, welcher sich zur Bildung des strukturierten Profils (16) axial mehrfach wiederholt. Turbomachine according to one of the preceding claims, characterized in that a geometric profile section is provided, which repeats axially a plurality of times to form the structured profile (16).
Strömungsmaschine nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, dass das Profil (16) in Umfangsrichtung gesehen axial treppenstufenförmig verläuft. Turbomachine according to one of claims 1 to 4, characterized in that viewed in the circumferential direction, the profile (16) extends in an axially stepped manner.
Strömungsmaschine nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die radiale Erst reckung der Schaufelspitze (12) in Axialrichtung (20) abnimmt, vorzugsweise monoton und/oder stetig abnimmt, wobei der radial äußerste Punkt (22) ausschließlich im vorderen Endbereich vorhanden ist. Turbomachine according to one of the preceding claims, characterized in that the radial Erst stretch of the blade tip (12) in the axial direction (20) decreases, preferably monotonically and / or steadily decreasing, wherein the radially outermost point (22) is present exclusively in the front end region.
8. Strömungsmaschine nach einem der vorhergehenden Ansprüche, soweit auf Anspruch 2 rückbezogen, dadurch gekennzeichnet, dass der Einlaufbelag (18) sich radial unterschiedlich weit radial nach außen erstreckende Umfangsnuten (24) aufweist, die das Profil bilden, wobei die sich radial am weitesten nach außen erstreckende Umfangsnut (24) dem axial vorderen Endbereich, insbesondere dem Ende der Schaufelspitze (12), gegenüberliegt. 8. Turbomachine according to one of the preceding claims, as far as dependent on claim 2, characterized in that the inlet lining (18) has radially different extent radially outwardly extending circumferential grooves (24) forming the profile, wherein the radially furthest to outer circumferential groove (24) the axial front end region, in particular the end of the blade tip (12), opposite.
9. Strömungsmaschine nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, dass die Umfangsnuten (24) im Vergleich zueinander in Axialrichtung (20) kontinuierlich radial weiter innen liegende Nutböden (26) haben. 9. turbomachine according to claim 8, characterized in that the circumferential grooves (24) in comparison to each other in the axial direction (20) continuously radially further inside groove bottoms (26).
10. Strömungsmaschine nach Anspruch 8 oder 9, dadurch gekennzeichnet, dass die 10. Turbomachine according to claim 8 or 9, characterized in that the
radiale Erstreckung der Schaufelspitze (12) in Axialrichtung (20) ebenso monoton abnimmt wie die Nutböden (26).  Radial extent of the blade tip (12) in the axial direction (20) decreases monotonically as the groove bottoms (26).
11. Strömungsmaschine nach einem der Ansprüche 8 bis 10, dadurch gekennzeichnet, dass die Umfangsnuten (24) in Umfangsrichtung gesehen ein Zinnenprofil bilden. 11. Turbomachine according to one of claims 8 to 10, characterized in that the circumferential grooves (24) seen in the circumferential direction form a crenellated profile.
12. Strömungsmaschine nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der Einlaufbelag (18) an zumindest einem axialen Ende einen radial einwärts verlaufenden Ringrand (30) hat, der das angrenzende axiale Schaufelspitzenende radial überlappt. 12. Turbomachine according to one of the preceding claims, characterized in that the inlet lining (18) at at least one axial end has a radially inwardly extending annular edge (30) which radially overlaps the adjacent axial blade tip end.
13. Verfahren zur Erzeugung eines strukturierten Einlaufbelags (18) in einer Strömungsmaschine nach einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei der Einlaufbelag (18) durch Anstreifen der Rotorschaufeln (10) mit strukturierter Schaufelspitze (12) des Rotors der Strömungsmaschine strukturiert wird. 13. A method for producing a structured inlet lining (18) in a turbomachine according to one of the preceding claims, wherein the inlet lining (18) by stripping the rotor blades (10) with structured blade tip (12) of the rotor of the turbomachine is structured.
14. Verfahren zur Erzeugung einer Strömungsmaschine nach einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei der Einlaufbelag (18) vor dem Anstreifen der Rotorschaufeln (10) strukturiert wird. 14. A method for producing a turbomachine according to one of the preceding claims, wherein the inlet lining (18) prior to the rubbing of the rotor blades (10) is structured.
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