WO2020200892A1 - Vorrichtung zur befestigung von dichtplatten zwischen bauteilen eines gasturbinentriebwerks - Google Patents

Vorrichtung zur befestigung von dichtplatten zwischen bauteilen eines gasturbinentriebwerks Download PDF

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WO2020200892A1
WO2020200892A1 PCT/EP2020/058021 EP2020058021W WO2020200892A1 WO 2020200892 A1 WO2020200892 A1 WO 2020200892A1 EP 2020058021 W EP2020058021 W EP 2020058021W WO 2020200892 A1 WO2020200892 A1 WO 2020200892A1
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guide vane
sealing plates
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Thomas Schiessl
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Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg
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    • F05D2260/38—Retaining components in desired mutual position by a spring, i.e. spring loaded or biased towards a certain position

Definitions

  • the invention relates to a device for fastening sealing plates between components of a gas turbine engine.
  • sealing plates between components of a gas turbine engine that limit a flow path through the gas turbine engine and follow one another in the axial direction.
  • the sealing plates run in the circumferential direction and seal a gap between the axially successive components against the gas flowing in the flow path.
  • the invention is based on the object of providing a device for fastening sealing plates between components of a gas turbine engine, which device is of simple construction and avoids or at least reduces the occurrence of leakages on the sealing plates.
  • the invention relates to a device for fastening sealing plates between components of a gas turbine engine, which device has a guide vane ring and a plurality of sealing plates.
  • the guide vane ring comprises a plurality of guide vane segments, each guide vane segment comprising an outer platform, an inner platform and at least one guide vane.
  • the outer platforms and the inner platforms of two adjacent guide vane segments each adjoin one another at the front.
  • Two platforms are sealed against each other at the front by a sealing strip.
  • the platforms each have an axially extending groove on their end faces, with the sealing strip being inserted into the grooves of the platforms.
  • the sealing strip extends in the grooves from the axially forward end of the platforms to the axially rearward end of the platforms so that there is an effective seal.
  • the sealing plates seal the guide vane segments from a component adjoining the guide vane segments upstream or downstream.
  • the sealing plates seal a gap between the component adjoining upstream or downstream and the guide vane segments.
  • the sealing strips each form a sealing section and an extension section, the sealing section serving to seal off two adjacent platforms.
  • the extension section extends axially forwards starting from the sealing section, with the adjacent component being arranged upstream, and protrudes from the platforms. He makes a Holding element for at least one sealing plate or is connected to a separate holding element.
  • the invention is based on the idea of developing an already existing component, namely the sealing strip, which seals two platforms of the guide vane ring against each other at the end, in such a way that the sealing strip forms the retaining element for the sealing plates or is connected to one.
  • the sealing strip is extended axially to the front, forming an extension section, the extension section protruding from the platforms and holding at least one sealing plate in each case directly or via a separate holding element.
  • Another advantage associated with the invention is that, due to the fact that the sealing plates are not held by rivets on the guide vane segment, the handling and replacement of sealing plates can be carried out more easily and quickly.
  • the sealing strip extends in the grooves from the axially front end of the platforms to the axially rear end of the platforms is to be understood as meaning that the grooves and the sealing strip arranged therein extend over the predominant axial length of the platforms, in particular in the axial area in which they adjoin a guide vane.
  • the grooves do not necessarily have to extend from the axially foremost point to the axially rearmost point of the platforms.
  • the axial length of the extension is sufficient to achieve the required sealing function between two adjacent platforms.
  • the platforms each form an axially extending groove on their end faces.
  • the sealing section of a sealing strip is inserted in the grooves of two adjacent platforms.
  • the extension section protrudes out of the grooves in the upstream direction, taking on the additional functionality of holding one or more sealing plates.
  • the sealing section of the sealing strip corresponds here a conventional sealing strip which, arranged in the grooves of two platforms adjoining one another at the end, seals them against one another.
  • extension section is made wider in the circumferential direction than the sealing section.
  • extension section is made more stable and can grip and hold two sealing plates adjoining one another in the circumferential direction in an improved manner.
  • a further embodiment provides that the extension section forms a section which extends essentially in the radial direction and in the circumferential direction, is flat and forms a holding element.
  • the extension section forms a section which extends essentially in the radial direction and in the circumferential direction, is flat and forms a holding element.
  • the extension section To fasten one or more sealing plates, provision can be made for the extension section to form a groove extending in the circumferential direction, which is used to hold and receive at least one adjacent sealing plate.
  • a groove is formed, for example, in that, when the extension section has a section extending in the radial direction and circumferential direction, this is bent back at its radially outer end and thereby forms a groove.
  • the end section is preferably bent over in the direction of the adjoining component. The end section of the extension section engages around the radially outer edge of one or more sealing plates in the region of the groove, as a result of which these are held on the extension section.
  • extension section has a length in the circumferential direction such that two adjacent sealing plates can be pushed into the groove of the extension section. This connects the
  • Extension section effectively two sealing plates adjoining one another in the circumferential direction, both of which are held on the extension section by means of the groove.
  • a gap present between the sealing plates adjoining one another is covered by the extension section, so that no leakage caused by such a gap occurs.
  • the extension section itself can form the holding element for at least one sealing plate.
  • a separate holding part is provided for at least one sealing plate in each case. It is the extension section is connected to such a holding element designed as a separate part.
  • the separate holding element forms a section which extends essentially in the radial direction and in the circumferential direction, which is flat and bent back at its radially outer end, thereby forming a groove running in the circumferential direction.
  • the extension section is designed to be resilient and exerts a spring force on at least one of the sealing plates, as a result of which it is pressed against the adjacent component to be sealed.
  • the extension section itself provides a contact pressure by means of which the sealing plates are pressed against flanges, protruding lugs or other structures of the respective components.
  • the sealing plates effectively seal a gap to an adjacent component in that they are pressed against corresponding structures of the guide vane segment and the adjacent component during operation of the gas turbine engine due to a pressure difference.
  • Sealing plate is positioned at a distance from the component to be sealed.
  • the sealing plate is held by the extension section with axial play.
  • the extension section forms a U-shaped bent area or a meander-shaped bent area in which the extension section is bent back and forth once or several times.
  • a meandering area can also be referred to as a bellows.
  • extension section with a spring force applies both to configurations in which the extension section itself serves as a holding element for at least one sealing plate and to configurations in which the extension section is connected to a separate holding element for at least one sealing plate.
  • the resilient extension section exerts an axially acting spring force on the separate holding element out.
  • the resilient extension section exerts a spring force acting axially forward on the separate holding element, the adjacent component to be sealed being arranged upstream of the guide vane segments.
  • radial lugs are formed on the sealing plates, which fix them in relation to the holding elements in the circumferential direction.
  • the radial lugs define how far the sealing plates can be pushed into the respective holding element in the circumferential direction or are encompassed by it. They are accordingly designed at a distance from the ends of the sealing plates and rest on the outside of the respective adjacent holding element in the circumferential direction.
  • the present invention can in principle be used at any point in a gas turbine at which sealing plates are attached to guide vane segments.
  • An exemplary application is the sealing of a gap by sealing plates, which is formed in a gas turbine engine between the combustion chamber and an adjacent high-pressure turbine.
  • the guide vane ring is designed as a turbine guide vane ring and the sealing plates are designed to seal the turbine guide vane ring from the combustion chamber arranged upstream.
  • the sealing strips can in principle consist of any material. In embodiments, they consist of a metal or a metal alloy, for example a nickel-based alloy, for example a cobalt-nickel-chromium-tungsten alloy.
  • the sealing plates are designed as sheet metal parts, for example.
  • the present invention relates to a device for fastening sealing plates between components of a gas turbine engine, which device has a guide vane ring and a plurality of sealing plates.
  • the guide vane ring comprises a plurality of guide vane segments, each guide vane segment comprising an outer platform, an inner platform and at least one guide vane.
  • the outer platforms and the inner platforms of two adjacent guide vane segments each adjoin one another at the front.
  • Two platforms are sealed against each other at the front by a sealing strip.
  • the platforms each have an axially extending groove on their end faces, with the sealing strip being inserted into the grooves of the platforms.
  • the sealing strip extends in the grooves from the axially front end of the platforms to the axially rear end of the platforms, so that there is an effective seal.
  • the sealing plates seal the guide vane segments from a component adjoining the guide vane segments upstream or downstream.
  • the sealing plates seal a gap between the component adjoining upstream or downstream and the guide vane segments.
  • a fastening element for at least one sealing plate to be provided in the area of the outer and / or inner platforms, the fastening element holding the at least one sealing plate or being connected to a separate holding element that holds the at least one sealing plate.
  • the fastener includes:
  • a holding section starting from the fastening section, extends axially forward and protrudes from the platforms in order to hold the at least one sealing plate or to be connected to the separate holding element.
  • the fastening element for the at least one sealing plate (which holds the sealing plate directly or via a separate holding element or is connected to it) represents a separate part from the sealing strip and not, as in the first aspect of the invention, by an extension section of the weather strip is formed.
  • the holding section of the fastening element lies together with the sealing strip in the grooves formed on the end face on the adjacent platforms. It is prevented from falling out by its arrangement in the grooves. It can be provided that the holding section is held in the grooves in a form-fitting and / or force-fitting manner.
  • the fastening section is arranged only in an axially front partial area of the grooves, that is to say does not extend over the entire axial length of the notes. It can further be provided that the axially front partial area of the grooves is widened compared to a downstream area of the grooves. Due to the widening of the groove, the sealing strip and the holding section of the fastening element can be arranged in the grooves without any problems in abutment with one another.
  • the holding section is designed to be resilient and exerts a spring force directly on at least one of the sealing plates. Alternatively, it can be provided that the holding section is designed to be resilient and exerts a spring force on a separate holding element which holds the at least one sealing plate.
  • the holding section can, for example, form a U-shaped bent area or a meander-shaped bent area.
  • the present invention relates to a gas turbine engine which comprises a combustion chamber and a turbine guide vane ring arranged downstream of the combustion chamber. It is provided that the gas turbine engine comprises a device according to the invention, with which sealing plates provided between the combustion chamber and the turbine guide vane ring are fastened.
  • x indicates the axial direction
  • r the radial direction
  • f ddn the angle in the circumferential direction.
  • the axial direction is defined by the machine axis of the gas turbine engine in which the present invention is implemented, the axial direction pointing from the engine inlet in the direction of the engine outlet. Starting from the x-axis, the radial direction points radially outwards. Terms such as “in front”, “behind”, “front” and “rear” relate to the axial direction or the direction of flow in the engine. Terms like “outer” or “inner” refer to the radial direction.
  • Such a gas turbine engine may include an engine core that includes a turbine, a combustion chamber, a compressor, and a core shaft connecting the turbine to the compressor.
  • Such a Gas turbine engine may include a fan (with fan blades) positioned upstream of the engine core.
  • the gas turbine engine may include a transmission that receives an input from the core shaft and provides drive for the fan to drive the fan at a lower speed than the core shaft.
  • the input for the gearbox can take place directly from the core shaft or indirectly from the core shaft, for example via a spur shaft and / or a spur gear.
  • the core shaft can be rigidly connected to the turbine and the compressor so that the turbine and the compressor rotate at the same speed (with the fan rotating at a lower speed).
  • the gas turbine engine described and / or claimed herein can be of any suitable general architecture.
  • the gas turbine engine can have any desired number of shafts connecting turbines and compressors, such as one, two, or three shafts.
  • the turbine connected to the core shaft can be a first turbine
  • the compressor connected to the core shaft can be a first compressor
  • the core shaft can be a first core shaft.
  • the engine core may further include a second turbine, a second compressor, and a second core shaft connecting the second turbine to the second compressor.
  • the second turbine, the second compressor, and the second core shaft may be arranged to rotate at a higher speed than the first core shaft.
  • the second compressor can be positioned axially downstream of the first compressor.
  • the second compressor may be arranged to receive flow from the first compressor (e.g., receive directly, e.g., via a generally annular channel).
  • the gearbox can be arranged to be driven by the core shaft configured to rotate (e.g. in use) at the lowest speed (e.g. the first core shaft in the example above).
  • the gearbox can be arranged to only rotate from the core shaft which is configured to rotate (e.g. in use) at the lowest speed (e.g. only and not from the first core shaft) the second core shaft in the above example) to be driven.
  • the transmission can be arranged to be driven by one or more shafts, for example the first and / or the second shaft in the above example.
  • a combustion chamber can be provided axially downstream of the fan and the compressor (s).
  • the combustion chamber can be located directly downstream of the second compressor (for example at its outlet) if a second compressor is provided.
  • the flow at the outlet of the compressor can be fed to the inlet of the second turbine if a second turbine is provided.
  • the combustion chamber can be provided upstream of the turbine (s).
  • each compressor for example the first compressor and the second compressor as described above
  • Each stage can include a series of rotor blades and a series of stator blades, which can be variable stator blades (in that their angle of attack can be variable).
  • the row of rotor blades and the row of stator blades can be axially offset from one another.
  • the or each turbine can comprise any number of stages, e.g. multiple stages.
  • Each stage can include a number of rotor blades and a number of stator blades.
  • the row of rotor blades and the row of stator blades can be axially offset from one another.
  • Each fan blade may be defined with a radial span extending from a root (or hub) at a radially inward gas overflow location or at a 0% span position to a tip at a 100% span position.
  • the ratio of the radius of the fan blade at the hub to the radius of the fan blade at the tip may be less than (or on the order of): 0.4, 0.39, 0.38, 0.37, 0.36, 0, 35, 0.34, 0.33, 0.32, 0.31, 0.3, 0.29, 0.28, 0.27, 0.26 or 0.25.
  • the ratio of the radius of the fan blade at the hub to the radius of the fan blade at the tip may be in an inclusive range bounded by two of the values in the preceding sentence (ie, the Values can form upper or lower limits).
  • the hub-to-tip ratio can generally be referred to as the hub-to-tip ratio.
  • the radius at the hub and the radius at the tip can both be measured at the leading edge portion (or the axially most forward edge) of the blade.
  • the hub-to-tip ratio relates, of course, to the portion of the fan blade overflowing with gas, ie the portion which is located radially outside of any platform.
  • the radius of the fan can be measured between the centerline of the engine and the tip of the fan blade at its leading edge.
  • the diameter of the fan (which can be simply twice the radius of the fan) can be greater than (or on the order of): 250 cm (about 100 inches), 260 cm, 270 cm (about 105 inches), 280 cm (about 110 inches), 290 cm (about 115 inches), 300 cm (about 120 inches), 310 cm, 320 cm (about 125 inches), 330 cm (about 130 inches), 340 cm (about 135 inches), 350 cm , 360 cm (about 140 inches), 370 cm (about 145 inches), 380 cm (about 150 inches), or 390 cm (about 155 inches).
  • the fan diameter can be in an inclusive range bounded by two of the values in the preceding sentence (i.e. the values can be upper or lower limits).
  • the speed of the fan can vary during use. In general, the speed is lower for fans with a larger diameter.
  • the speed of the fan under constant speed conditions may be less than 2500 rpm, for example less than 2300 rpm.
  • a fan peak load can be defined as dH / U peak 2 , where dH is the enthalpy increase (e.g. the average 1-D enthalpy increase) across the fan and U peak is the (translational) speed of the fan tip, e.g. at the front edge of the tip , (which can be defined as the fan tip radius at the front edge multiplied by the angular velocity).
  • the fan peak load at constant speed conditions can be more than (or on the order of): 0.3, 0.31, 0.32, 0.33, 0.34, 0.35, 0.36, 0.37, 0.38 , 0.39 or 0.4 (where all units in this section are Jkg -1 K / (ms -1 ) 2 ).
  • the fan peak load can be in an inclusive range bounded by two of the values in the preceding sentence (ie the values can be upper or lower limits).
  • Gas turbine engines in accordance with the present disclosure may have any desired bypass ratio, the bypass ratio being defined as the ratio of the mass flow rate of flow through the bypass duct to the mass flow rate of flow through the core at constant velocity conditions.
  • the bypass ratio can be more than (on the order of): 10, 10.5, 1 1, 1 1, 5, 12, 12.5, 13, 13.5, 14, 14.5, 15, 15 , 5, 16, 16.5 or 17 be (lie).
  • the bypass ratio can be in an inclusive range bounded by two of the values in the preceding sentence (i.e., the values can be upper or lower limits).
  • the bypass channel can be essentially ring-shaped.
  • the bypass duct can be located radially outside the engine core.
  • the radially outer surface of the bypass duct can be defined by an engine nacelle and / or a fan housing.
  • the total pressure ratio of a gas turbine engine described and / or claimed herein can be defined as the ratio of the back pressure upstream of the fan to the back pressure at the outlet of the high pressure compressor (before the inlet to the combustion chamber).
  • the total pressure ratio of a gas turbine engine described and / or claimed herein at constant speed may be greater than (or on the order of): 35, 40, 45, 50, 55, 60, 65, 70, 75 (lie).
  • the total pressure ratio can be in an inclusive range bounded by two of the values in the preceding sentence (ie the values can be upper or lower limits).
  • the specific thrust of an engine can be defined as the net thrust of the engine divided by the total mass flow through the engine.
  • the specific thrust of an engine that is described and / or claimed here can be less than (or in the order of magnitude of): 110 Nkg -1 s, 105 Nkg -1 s, 100 Nkg -1 s, 95 Nkg -1 s, 90 Nkg -1 s, 85 Nkg- s or 80 Nkg -1 s (lying).
  • the specific thrust can lie in an inclusive range which is limited by two of the values in the preceding sentence (ie the values can form upper or lower limits).
  • Such engines can be particularly efficient compared to conventional gas turbine engines.
  • a gas turbine engine as described and / or claimed herein can have any maximum thrust desired.
  • a gas turbine described and / or claimed herein can be used to generate a maximum thrust of at least (or on the order of): 160kN, 170kN, 180kN, 190kN, 200kN, 250kN, 300kN, 350kN, 400kN , 450kN, 500kN or 550kN.
  • the maximum thrust can be in an inclusive range bounded by two of the values in the preceding sentence (i.e. the values can be upper or lower limits).
  • the thrust referred to above may be the maximum net thrust under standard atmospheric conditions at sea level plus 15 degrees C (ambient pressure 101.3 kPa, temperature 30 degrees C) with a static engine.
  • the temperature of the flow at the inlet of the high pressure turbine can be particularly high.
  • This temperature which can be referred to as TET
  • TET can be measured at the exit to the combustion chamber, for example immediately upstream of the first turbine blade, which in turn can be referred to as a nozzle guide vane.
  • the TET can be at least (or on the order of): 1400K, 1450K, 1500K, 1550K, 1600K or 1650K.
  • the TET at constant speed can be in an inclusive range bounded by two of the values in the preceding sentence (ie the values can form upper or lower limits).
  • the maximum TET when the engine is in use can, for example, be at least (or on the order of): 1700K, 1750K, 1800K, 1850K, 1900K, 1950K or 2000K.
  • the maximum TET can be in an inclusive range bounded by two of the values in the preceding sentence (ie the values can be upper or lower limits form).
  • the maximum TET can occur, for example, in a condition of high thrust, for example in an MTO condition (MTO - maximum take-off thrust - maximum take-off thrust).
  • a fan blade and / or a blade portion of a fan blade described and / or claimed herein can be made from any suitable material or combination of materials.
  • at least a portion of the fan blade and / or the blade can be made at least in part of a composite, for example a metal matrix composite and / or a composite with an organic matrix, such as e.g. B. carbon fiber.
  • at least a portion of the fan blade and / or the blade can be at least in part made of a metal, such as metal.
  • the fan blade can include at least two sections made using different materials.
  • the fan blade may have a leading edge that is made using a material that can withstand impact (such as birds, ice, or other material) better than the rest of the blade.
  • a leading edge can be manufactured using titanium or a titanium-based alloy, for example.
  • the fan blade may comprise a carbon fiber or aluminum based body (such as an aluminum-lithium alloy) with a leading edge made of titanium.
  • a fan described and / or claimed herein may include a central portion from which the fan blades may extend, for example in a radial direction.
  • the fan blades can be attached to the central section in any desired manner.
  • each fan blade may include a fixation device that can engage a corresponding slot in the hub (or disc).
  • a fixation device may be in the form of a dovetail used to fix the fan blade to the hub / disc in a corresponding slot in the hub / disc can be inserted and / or brought into engagement therewith.
  • the fan blades can be formed integrally with a central portion. Such an arrangement can be referred to as a blisk or a bling.
  • any suitable method can be used to manufacture such a blisk or bling.
  • at least part of the Fan blades can be machined from a block and / or at least a portion of the fan blades can be welded, e.g. B. linear friction welding, can be attached to the hub / disc.
  • VAN Very Area Nozzle
  • Such a nozzle with a variable cross section can allow the exit cross section of the bypass channel to be varied in use.
  • the general principles of the present disclosure may apply to engines with or without a VAN.
  • the fan of a gas turbine described and / or claimed herein can have any desired number of fan blades, for example 16, 18, 20 or 22 fan blades.
  • Constant speed conditions mean constant speed conditions of an aircraft on which the gas turbine engine is mounted. Such constant speed conditions can conventionally be defined as the conditions during the middle part of the flight, for example the conditions to which the aircraft and / or the engine are exposed between (in terms of time and / or distance) the end of the climb and the start of the descent. will.
  • the forward speed under the constant speed condition may be at any point in the range of Mach 0.7-0.9, e.g. 0.75-0.85, e.g. 0.76-0.84, e.g. 0.77-0 .83, for example 0.78 to 0.82, for example 0.79 to 0.81, for example in the order of Mach 0.8, in the order of Mach 0.85 or in the range from 0.8 to 0, 85 lie. Any speed within these ranges can be the constant travel condition. In some aircraft, the cruise control conditions may be outside these ranges, for example below Mach 0.7 or above Mach 0.9.
  • the constant velocity conditions may include standard atmospheric conditions at an altitude ranging from 10,000 m to 15,000 m, for example in the range from 10,000 m to 12,000 m, for example in the range of 10,400 m to 1 1,600 m (about 38,000 feet) for example in the range of 10,500 m to 1 1,500 m, for example in the range of 10,600 m to 11,400 m, for example in the range of 10,700 m (about 35,000 feet) to 1 1,300 m, for example in the range from 10,800 m to 11,200 m, for example in the range from 10,900 m to 11,100 m, for example in the order of magnitude of 1 1,000 m.
  • the constant velocity conditions can correspond to standard atmospheric conditions at any given altitude in these areas.
  • the constant speed conditions may correspond to: a forward Mach number of 0.8; a pressure of 23,000 Pa and a temperature of -55 degrees C.
  • constant speed or “constant speed conditions” can mean the aerodynamic design point.
  • Such an aerodynamic design point may correspond to the conditions (including, for example, Mach number, environmental conditions, and thrust requirement) for which the blower is designed to operate. This can mean, for example, the conditions under which the fan (or the gas turbine engine) has the optimum efficiency according to its design.
  • a gas turbine engine described and / or claimed herein can be operated at the constant speed conditions defined elsewhere herein.
  • Such constant speed conditions may be determined by the constant speed conditions (e.g., the conditions during the middle part of flight) of an aircraft to which at least one (e.g. 2 or 4) gas turbine engine may be attached to provide thrust.
  • Figure 1 is a side sectional view of a gas turbine engine
  • FIG. 2 shows an embodiment of a turbine guide vane segment according to the prior art, an outer platform and an inner platform of the turbine guide vane segment being sealed off from an adjacent combustion chamber by means of sealing plates;
  • FIG. 3 is a partially sectioned view of the turbine guide vane segment of FIG.
  • FIG. 4 shows a sectional illustration of a turbine guide vane segment of a guide vane ring of a high pressure compressor, which is implemented adjacent to the combustion chamber in the main flow path, the turbine guide vane segment having a device for fastening sealing plates between the turbine guide vane segment and the combustion chamber, which includes a sealing strip , the one
  • FIG. 5 shows a section through the turbine guide vane segment of FIG. 4 along the line A-A of FIG. 4;
  • FIG. 6 shows a section through the turbine guide vane segment of FIG. 4 along the line B-B of FIG. 4;
  • Figure 7 is a perspective view of the sealing strip of the device for
  • Figure 8 shows an alternative embodiment of the extension portion of the
  • FIG. 9 shows a sectional illustration of a further turbine
  • Figure 10 shows the extension section and the enlarged view
  • Figure 1 1 in an enlarged view of the extension section and the
  • FIG. 12 shows a further exemplary embodiment of a turbine guide vane segment
  • the turbine guide vane segment having a device for fastening sealing plates between the turbine guide vane segment and the combustion chamber, which device comprises a fastening element which forms a fastening section and a holding section.
  • FIG. 1 shows a gas turbine engine 10 with a main axis of rotation 9.
  • the engine 10 includes an air inlet 12 and a thrust fan or fan 23 that generates two air flows: a core air flow A and a bypass air flow B.
  • the gas turbine engine 10 includes a core 11 that the core air flow A.
  • the engine core 11 comprises, in axial flow sequence, a low-pressure compressor 14, a high-pressure compressor 15, a combustion device 16, a high-pressure turbine 17, a low-pressure turbine 19 and a core thrust nozzle 20.
  • An engine nacelle 21 surrounds the gas turbine engine 10 and defines a bypass duct 22 and a bypass thrust nozzle 18 B flows through the bypass duct 22.
  • the fan 23 is attached to the low-pressure turbine 19 via a shaft 26 and an epicycloid gear 30 and is driven by the latter.
  • the core air flow A is accelerated and compressed by the low pressure compressor 14 and passed into the high pressure compressor 15, where further compression he follows.
  • the compressed air expelled from the high pressure compressor 15 is directed into the combustion device 16 where it is mixed with fuel and the mixture is burned.
  • the resulting hot combustion products then propagate through the high pressure and low pressure turbines 17, 19 and thereby drive them before they are ejected through the nozzle 20 to provide some thrust.
  • the high pressure turbine 17 drives the high pressure compressor 15 through a suitable connecting shaft 27.
  • the fan 23 generally provides the majority of the thrust.
  • the epicycloidal gear 30 is a reduction gear.
  • low pressure turbine and “low pressure compressor”, as used here, can be understood to mean the lowest pressure turbine stage and the lowest pressure compressor stage (i.e. not the fan 23) and / or the turbine and compressor stages, which are connected to one another by the connecting shaft 26 with the lowest speed in the engine (ie that it does not include the transmission output shaft which drives the fan 23).
  • the "low pressure turbine” and “low pressure compressor” referred to herein may alternatively be known as the "medium pressure turbine” and “medium pressure compressor”.
  • the fan 23 can be used as a first compression stage or The compression stage with the lowest pressure.
  • gas turbine engines to which the present disclosure may find application may have alternative configurations.
  • such engines can have an alternative number of compressors and / or turbines and / or an alternative number of connecting shafts.
  • the gas turbine engine shown in Figure 1 has a split flow nozzle 20, 22, which means that the flow through the bypass duct 22 has its own nozzle which is separate from the engine core nozzle 20 and radially outward therefrom.
  • this is not limiting and any aspect of the present disclosure may also apply to engines in which the flow through the bypass duct 22 and the flow through the core 11 are in front of (or upstream) a single nozzle which may be referred to as a mixed flow nozzle, mixed or combined.
  • One or both nozzles can have a fixed or variable range.
  • a turbo fan engine the disclosure may be applied to any type of gas turbine engine such as a gas turbine engine.
  • the gas turbine engine 10 may not include a gearbox 30.
  • the geometry of the gas turbine engine 10 and components thereof is or are defined by a conventional axis system which has an axial direction (which is aligned with the axis of rotation 9), a radial direction (in the direction from bottom to top in Figure 1) and a circumferential direction (perpendicular to the view in Figure 1) includes.
  • the axial, radial and circumferential directions are perpendicular to one another.
  • the formation of the transition between the combustion chamber 16 and the high-pressure turbine 17, in particular the configuration of the sealing of a gap between the combustion chamber 16 and the high-pressure turbine 17, is important.
  • the turbine guide vane segment 4 comprises an outer platform 41, an inner platform 42 and one or more guide vanes 43, which extend in the radial direction between the inner platform 42 and the outer platform 41.
  • a plurality of such turbine guide vane segments 4 forms a turbine guide vane ring, the individual turbine guide vane segments 4 on their platforms 41, 42 at the front in
  • a plurality of sealing plates 5 are provided, each of which is elongated and forms an arc of a circle.
  • the sealing plates 5 are held by means of rivets 90 which are fastened to fastening projections 410, 420 of the respective platform 41, 42 and are provided with a contact pressure by means of spring elements 95.
  • the rivets 90 pass through the sealing plates 5 in a fastening hole.
  • the sealing plates 5 are pressed against the combustion chamber via the spring elements 95 or are supported on structures 415 of the turbine guide vane segments 4, so that in this way the gap between the combustion chamber and the turbine guide vane segments 4 is sealed by the sealing plates 5.
  • each between the rivets 90 and the fastening holes are formed in the sealing plates 5.
  • a so-called secondary sealing plate 50 is shown, which covers a gap between two sealing plates 5 adjoining one another in the circumferential direction and thereby reduces leakage due to such a gap.
  • the device of the prior art for fastening the sealing plates 5 is relatively complex and weight-intensive, since separate rivets 90, spring elements 95, fastening projections 410, 420 have to be provided.
  • the radial gap between the combustion chamber 16 and the turbine guide vane ring cannot be completely sealed off.
  • additional secondary sealing plates 50 are required.
  • FIG. 4 shows a sectional illustration of a section of the core engine of a gas turbine engine, the section shown - in relation to the direction of flow - showing the rear section of a combustion chamber 16 and a turbine guide vane segment 4 of a turbine guide vane ring 400 directly adjacent to the combustion chamber 16.
  • the turbine guide vane ring 400 is segmented and comprises a plurality of turbine guide vane segments 4 which adjoin one another in the circumferential direction.
  • the combustor 16 includes an outer combustor wall 161 and an inner combustor wall 162, where the terms “outer” and “inner” refer to the main flow path that runs through the core engine.
  • the outer combustion chamber wall 161 is provided with a plurality of heat shingles 163, which are supported on the outer combustion chamber wall 161.
  • the inner combustion chamber wall 162 is also provided with a plurality of heat shingles 164, which are supported on the inner combustion chamber wall 162.
  • the outer combustion chamber wall 161 forms part of an outer combustion chamber housing, of which a further wall structure 165 is shown.
  • the inner combustion chamber wall 162 forms part of an inner combustion chamber housing which also comprises further wall structures, of which a further wall structure 166 is shown.
  • Each turbine guide vane segment 4 of the turbine guide vane ring 400 comprises an outer platform 41 which delimits the main flow path through the core engine radially on the outside, an inner platform 42 which delimits the main flow path through the core engine radially inward, and at least one guide vane 43 which extends between the inner platform 42 and the outer platform 41 extends.
  • the outer platforms 41 of the turbine guide vane segments 4 and the inner platforms 42 of the turbine guide vane segments 4 together form an outer platform and an inner platform of the guide vane ring 400.
  • a groove 411, 421 running essentially in the axial direction is formed in the end face of the platform.
  • the grooves 411, 421 each serve to receive a sealing section 61, which also runs essentially in the axial direction in the grooves 411, 421 and thereby seals two radially inner platforms 42 and two radially outer platforms 41, which abut one another at the ends, from one another .
  • the grooves 411, 421 and the sealing sections 61 arranged in them extend from the axially front end of the platform 41, 42 to the axially rear end of the platform 41, 42, so that two platforms abutting one another at the end are effectively sealed against one another.
  • Such grooves 41 1, 421 and sealing sections 61 arranged in them are known per se.
  • the sealing sections 61 - unlike in the prior art - are not sealing strips which run completely in the grooves 41 1, 421. Rather, sealing strips 6 are provided which form two sections, the sealing section 61 and furthermore an extension section 62 which, starting from the sealing section 61, extends axially forwards and protrudes from the platforms 41, 42. It is provided that the extension section 62 forms a holding element for at least one sealing plate 5, which serves to seal a radial gap 8 between the combustion chamber 16 and the guide vane segments 4.
  • the gap 8 between the combustion chamber 16 and the guide vane segments 4 is closed by a large number of sealing plates 5.
  • Each sealing element 5 is elongated and forms an arc of a circle.
  • Two sealing elements 5 adjoin one another on end faces, which are each formed in the circumferential direction at the end of a sealing element 5. It can be seen in FIG. 4 that a sealing element 5 is adjacent to a flange or a nose 415, 425 of the respective platform 41, 42 and to the end face of a wall structure 165, 166 of the respective combustion chamber housing, whereby the gap 8 is adjacent to both the is closed radially outer side as well as on the radially inner side.
  • the sealing elements 5 experience a contact pressure which presses them against the structures 415, 425, 165, 166.
  • FIGS. 5, 6 and 7 are sectional views along the lines A.
  • a and BB of FIG. 4 show and
  • FIG. 7 is a perspective view of an outer platform 41 including a sealing strip 6 and a sealing element 5. The following statements apply accordingly to the radially inner platform 42 and the sealing strip 6 formed there.
  • the sealing strip 6 runs in its sealing section 61 on the end face between two circumferentially adjacent platforms 41 in the grooves 411 of the two adjacent platforms 41. These go towards the axially front end of the grooves 411 into upwardly open recesses 412 so that the sealing strip can emerge radially outward from the grooves 411.
  • the sealing strip 6 now forms the extension section 62, which serves to hold the ends of two adjacent sealing plates 5 and to provide a contact pressure.
  • extension section 62 is made wider in the circumferential direction than the sealing section 61, as can be seen clearly in the illustration in FIG. It can also be seen in FIGS. 5 and 7 in particular that the extension section 62 forms a section 620 which extends essentially in the radial direction and in the circumferential direction, is flat and at its radially outer end in a section 621 with the formation of a groove 64 is bent back radially, specifically in the direction of the combustion chamber 16.
  • the two end sections 515, 525 of two adjacent sealing plates 51, 52 are pushed into the groove 64 and are held there at their upper edge.
  • the lower edge of the sealing plates 51, 52 sits adjacent to the structure 415 on the radially outer platform 41.
  • extension section 62 covers a gap 85 formed between the end faces of two adjacent sealing plates 51, 52, cf. FIG. 5, the use of secondary sealing plates corresponding to the sealing plates 50 of the prior art of FIG. 2 to avoid additional leakage through such a gap 85 is not necessary.
  • the sealing plates 51, 52 have radially protruding noses 510, 520, cf. FIGS. 5 and 7.
  • a radially protruding nose 510, 520 adjoins the extension section 62 in the circumferential direction.
  • the area 515, 525 of the sealing plates 51, 52 is defined by the lugs 510, 520 and is pushed into the groove 64 of the extension section 62 and held by the extension section 62.
  • extension section 62 is designed to be resilient and accordingly at the same time represents a spring element which transmits a contact pressure to the sealing plates 51, 52, even if there is no pressure difference.
  • FIG. 8 shows an exemplary embodiment in which an additional spring force for providing a contact pressure is provided via an additional, meandering area 622 of the extension section 62.
  • the meandering area 622 (bellows) adjoins the sealing section 61 of the sealing strip 6 and merges at its other end into the section 620 extending essentially in the radial direction and in the circumferential direction.
  • a groove 64 for receiving the adjacent ends of two sealing plates 5 is formed via a bent end section 621. In this respect, reference is made to the description of FIGS. 4-7.
  • Figures 9-1 1 show an alternative embodiment that differs from the embodiments of Figures 4 to 8 in that the extension section 62 of the sealing strip 6 does not itself form a holding element for the sealing plates 5, but instead with a holding element that is a separate Part is formed, is connected.
  • the guide vane segments 4 and the sealing plates 5 reference is made to the description of FIGS.
  • the sealing strip 6 is formed by two sections, a sealing section 61 which serves to seal two adjacent platforms 41, and an extension section 62 which, however, is shorter.
  • the extension section 62 of the outer platform 41 is U-shaped, the bent-back end of the U-shaped section 623 being connected to a separate holding element 7.
  • the bent-back end of the U-shaped section 623 is soldered or welded to the holding element 7.
  • the holding element 7 corresponds to the sections 620, 621 of the holding element 62 of FIGS. 4 to 8.
  • the holding element 7 comprises a section 70 which extends essentially in the radial direction and in the circumferential direction and which is flat and at its radially outer End is bent back in a section 71 in order to thereby form a circumferential groove 72.
  • the two mutually adjacent ends of two sealing plates 5 are pushed into the groove 72, so that they are held in the groove 72.
  • a contact pressure is provided via the extension section 62.
  • the extension section 62 of the inner platform 42 is designed to run essentially radially, the end section 624 of the extension section in turn being connected to a separate holding part 7.
  • the connection is made, for example, by soldering or welding.
  • the design of the holding part 7 is as explained with reference to FIG.
  • FIG. 12 shows an alternative exemplary embodiment of a device for fastening sealing plates, which differs from the exemplary embodiments in FIGS. 4 to 11 in that the holding element for the sealing plate 5 is not provided by an extension section of a sealing strip, but by a separate fastening element 60, which comprises a fastening portion 630 and a holding portion 640.
  • the general structure of the device corresponds to that of FIG. 4, with sealing plates 5 sealing a gap 8 that is between a combustion chamber 16 with an outer combustion chamber wall 161, heat shingles 163 and a wall structure 165 on the one hand and an outer platform 41 with an end groove 411 and a sealing strip 6 arranged therein on the other hand extends.
  • the fastening section 630 of the fastening element 60 is arranged together with the sealing strip 6 in the groove 41 1 of the outer platform 41 (and a corresponding groove in the end face of the adjacent platform).
  • the groove 41 1 has an axially front sub-area 41 1 a, which is widened compared to a sub-area 41 1 b of the groove 41 1 downstream therefrom.
  • the sealing strips 6 and the fastening section 630 are arranged in contact with one another.
  • the fastening section 630 is prevented from falling out by its arrangement in the enlarged groove 41 1 a.
  • a form fit can also be provided by a curved shape of the groove 41 1 a in the area in which the fastening section 630 is arranged.
  • the holding section 640 of the fastening element 60 extends axially forward from the fastening section 630 and protrudes from the platform 41.
  • the holding section 640 forms a first section 641, which is connected (for example, soldered or welded) to a separate holding element 7, and a second section 642 which exerts a spring force on the separate holding element 7.
  • the section 642 is designed to be curved in a meandering manner.
  • the section 642 merges into the fastening section 630.
  • the holding element 7 comprises a section 70 which extends essentially in the radial direction and in the circumferential direction, which is flat and which is bent back at its radially outer end in a section 71 in order to thereby create a Form circumferential groove 72. Two mutually adjacent ends of two sealing plates 5 are pushed into the groove 72.
  • the holding section 640 of the fastening element 60 can be made wider in the circumferential direction than the fastening section 630 in accordance with the configuration in FIGS. 5 and 7.
  • the fastening element 60 is connected to a separate holding element 7 which holds the sealing plate 5, corresponding to the structure of FIGS. 9-1 1.
  • a structure according to FIGS. 4-8 can also be provided , in which case the holding section 640 of the fastening element 60 is connected directly to the sealing plate 5, wherein the holding section 640 can be designed in accordance with the extension section of FIGS. 4-8.
  • a fastening element 60 which comprises a fastening section and a holding section in the described manner, can also be arranged in a corresponding manner on the radially inner platform.
  • the invention is not limited to the embodiments described above, and various modifications and improvements can be made without departing from the concepts described herein.
  • the invention has been described above on the basis of exemplary embodiments in which the adjoining component is arranged upstream of the guide vane segments 4 and the extension section 62 of the sealing strip 6 accordingly extends axially forward.
  • the extension section extends axially to the rear in order to hold sealing plates which seal the guide vane segments 4 from a component adjoining the guide vane segments downstream.
  • the sealing strip 6 forms a sealing section 61 and an extension section 62 only on the outer platform 41 or only on the inner platform 42 instead of on both platforms 41, 42.
  • any of the features can be used separately or in combination with any other features, provided that they are not mutually exclusive, and the disclosure extends to and includes all combinations and subcombinations of one or more features described herein. If areas are defined, these include all values within these areas as well as all sub-areas that fall into one area.

Landscapes

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Abstract

Die Erfindung betrifft eine Vorrichtung zur Befestigung von Dichtplatten (5) zwischen Bauteilen eines Gasturbinentriebwerks. Die Vorrichtung umfasst einen Leitschaufelkranz (400), der eine Mehrzahl von Leitschaufelsegmenten (4) umfasst, wobei jedes Leitschaufelsegment (4) eine äußere Plattform (41) und eine innere Plattform (42) umfasst. Jeweils zwei Plattformen (41, 42) sind stirnseitig über einen Dichtungsstreifen (6) gegeneinander abgedichtet. Zudem sind eine Mehrzahl von Dichtplatten (5) vorgesehen, die die Leitschaufelsegmente (4) gegenüber einem stromaufwärts oder stromabwärts angrenzenden Bauteil (16) abdichten. Es ist vorgesehen, dass die Dichtungsstreifen (6) jeweils einen Dichtungsabschnitt (61) und einen Verlängerungsabschnitt (62) ausbilden, wobei der Dichtungsabschnitt (61) der Abdichtung zweier aneinander angrenzender Plattformen dient, der Verlängerungsabschnitt (62) sich ausgehend von dem Dichtungsabschnitt (61) axial nach vorne oder axial nach hinten erstreckt und aus den Plattformen herausragt und der Verlängerungsabschnitt ein Halteelement für mindestens eine Dichtplatte (5) ausbildet oder mit einem gesonderten Halteelement verbunden ist.

Description

Vorrichtung zur Befestigung von Dichtplatten zwischen Bauteilen eines
Gasturbinentriebwerks
Beschreibung
Die Erfindung betrifft eine Vorrichtung zur Befestigung von Dichtplatten zwischen Bauteilen eines Gasturbinentriebwerks.
Es ist bekannt, Dichtplatten zwischen Bauteilen eines Gasturbinentriebwerks anzuordnen, die einen Strömungspfad durch das Gasturbinentriebwerk begrenzen und in axialer Richtung aufeinanderfolgen. Die Dichtplatten verlaufen dabei in Umfangsrichtung und dichten einen Spalt zwischen den axial aufeinanderfolgenden Bauteilen gegen das im Strömungspfad strömende Gas ab.
Beispielsweise aus der DE 11 2008 003 522 T5 ist es bekannt, die Dichtplatten mittels Nieten zu befestigen, die die Dichtplatten durchgreifen, an einem der Bauteile befestigt und mittels Federelementen vorgespannt sind. Nachteilig hierbei ist, dass zwischen Niete und Dichtplatte jeweils ein Spalt vorgesehen werden muss, um eine freie Beweglichkeit der Dichtplatte zu gewährleisten. Ein solcher Spalt stellt eine Quelle für eine zusätzliche Leckage dar. Darüber hinaus ist der aus der DE 1 1 2008 003 522 T5 bekannte Aufbau aufgrund der Mehrzahl der involvierten Teile relativ aufwendig und gewichtsintensiv.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zu Grunde, eine Vorrichtung zur Befestigung von Dichtplatten zwischen Bauteilen eines Gasturbinentriebwerks bereitzustellen, die einfach aufgebaut ist und die Entstehung von Leckagen an den Dichtplatten vermeidet oder zumindest reduziert.
Diese Aufgabe wird durch eine Vorrichtung mit den Merkmalen des Anspruchs 1 und eine Vorrichtung mit den Merkmalen des Anspruchs 18 gelöst. Ausgestaltungen der Erfindung sind in den abhängigen Ansprüchen angegeben.
Danach betrifft die Erfindung in einem ersten Erfindungsaspekt eine Vorrichtung zur Befestigung von Dichtplatten zwischen Bauteilen eines Gasturbinentriebwerks, die einen Leitschaufelkranz und eine Mehrzahl von Dichtplatten aufweist. Der Leitschaufelkranz umfasst eine Mehrzahl von Leitschaufelsegmenten, wobei jedes Leitschaufelsegment eine äußere Plattform, eine innere Plattform und mindestens eine Leitschaufel umfasst. Die äußeren Plattformen und die inneren Plattformen jeweils zweier benachbarter Leitschaufelsegmente grenzen stirnseitig aneinander an. Dabei sind jeweils zwei Plattformen stirnseitig über einen Dichtungsstreifen gegeneinander abgedichtet. Hierzu bilden die Plattformen an ihren Stirnseiten jeweils eine axial verlaufende Nut aus, wobei der Dichtungsstreifen in die Nuten der Plattformen eingesetzt. Der Dichtungsstreifen erstreckt sich in den Nuten vom axial vorderen Ende der Plattformen zum axial hinteren Ende der Plattformen, so dass ein effektive Abdichtung vorliegt.
Die Dichtplatten dichten die Leitschaufelsegmente gegenüber einem stromaufwärts oder stromabwärts an die Leitschaufelsegmente angrenzenden Bauteil ab. Insbesondere dichten die Dichtplatten einen Spalt zwischen dem stromaufwärts oder stromabwärts angrenzenden Bauteil und den Leitschaufelsegmenten ab.
Es ist vorgesehen, dass im Bereich der äußeren und/oder der inneren Plattformen die Dichtungsstreifen jeweils einen Dichtungsabschnitt und einen Verlängerungsabschnitt ausbilden, wobei der Dichtungsabschnitt der Abdichtung zweier aneinander angrenzender Plattformen dient. Der Verlängerungsabschnitt erstreckt sich ausgehend von dem Dichtungsabschnitt axial nach vorne, wobei das angrenzende Bauteil stromaufwärts angeordnet ist, und ragt aus den Plattformen heraus. Er bildet ein Halteelement für mindestens eine Dichtplatte aus oder ist mit einem gesonderten Halteelement verbunden.
Dementsprechend beruht die Erfindung auf dem Gedanken, ein ohnehin bereits vorhandenes Bauelement, nämlich den Dichtungsstreifen, der jeweils zwei Plattformen des Leitschaufel kranzes stirnseitig gegeneinander abgedichtet, dahingehend weiterzubilden, dass der Dichtungsstreifen das Halteelement für die Dichtplatten ausbildet oder mit einem solchen verbunden ist. Hierdurch entsteht ein einfacher Aufbau, da auf gesonderte Teile wie Nieten und Federelemente verzichtet werden kann. Da es darüber hinaus nicht erforderlich ist, die Halteelemente mit Befestigungslöchern für Nieten zu versehen, wird auch eine Leckage der Dichtplatten verhindert oder zumindest reduziert. Dabei wird der Dichtungsstreifen unter Ausbildung eines Verlängerungsabschnittes axial nach vorne verlängert, wobei der Verlängerungsabschnitt aus den Plattformen herausragt und jeweils mindestens eine Dichtplatte unmittelbar oder über ein gesondertes Halteelement hält.
Ein weiterer, mit der Erfindung verbundener Vorteil besteht darin, dass aufgrund des Umstands, dass die Halterung der Dichtplatten nicht über Nieten am Leitschaufelsegment erfolgt, die Handhabung und der Austausch von Dichtplatten einfacher und schneller erfolgen kann.
Das Merkmal, dass der Dichtungsstreifen sich in den Nuten vom axial vorderen Ende der Plattformen zum axial hinteren Ende der Plattformen erstreckt, ist dahingehend zu verstehen, dass die Nuten und der darin angeordnete Dichtungsstreifen sich über die überwiegende axiale Länge der Plattformen erstrecken, insbesondere in dem axialen Bereich, in dem sie an eine Leitschaufel angrenzen. Die Nuten müssen sich nicht notwendigerweise vom axial vordersten Punkt bis zum axial hintersten Punkt der Plattformen erstrecken. Die axiale Länge der Erstreckung ist ausreichend, um die erforderliche Dichtfunktion zwischen zwei aneinander angrenzenden Plattformen zu realisieren.
Es ist vorgesehen, dass die Plattformen an ihren Stirnseiten jeweils eine axial verlaufende Nut ausbilden. Eine Ausgestaltung sieht dabei vor, dass in den Nuten zweier benachbarter Plattformen jeweils der Dichtungsabschnitt eines Dichtungsstreifens eingesetzt ist. Der Verlängerungsabschnitt ragt in stromaufwärtiger Richtung aus den Nuten heraus, wobei er die zusätzliche Funktionalität übernimmt, ein oder mehrere Dichtplatten zu halten. Der Dichtungsabschnitt des Dichtungsstreifens entspricht dabei einem herkömmlichen Dichtungsstreifen, der, angeordnet in den Nuten zweier stirnseitig aneinander angrenzender Plattformen, diese gegeneinander abdichtet.
Eine weitere Ausgestaltung der Erfindung sieht vor, dass der Verlängerungsabschnitt in Umfangsrichtung breiter ausgebildet ist als der Dichtungsabschnitt. Hierdurch ist der Verlängerungsabschnitt stabiler ausgebildet und kann dieser in verbesserter Weise zwei in Umfangsrichtung aneinander angrenzende Dichtplatten umgreifen und halten.
Eine weitere Ausgestaltung sieht vor, dass der Verlängerungsabschnitt einen sich im Wesentlichen in radialer Richtung und in Umfangsrichtung erstreckenden Abschnitt ausbildet, der flach ausgebildet ist und ein Halteelement bildet. Hierdurch wird eine großflächige Struktur bereitgestellt, die in effektiver Weise eine Befestigung bzw. Halterung einer oder mehrerer Dichtplatten ermöglicht.
Zur Befestigung einer oder mehrerer Dichtplatten kann vorgesehen sein, dass der Verlängerungsabschnitt eine sich in Umfangsrichtung erstreckende Nut ausbildet, die der Halterung und Aufnahme mindestens einer angrenzenden Dichtplatte dient. Eine solche Nut wird beispielsweise dadurch gebildet, dass, wenn der Verlängerungsabschnitt einen sich in radialer Richtung und Umfangsrichtung erstreckenden Abschnitt aufweist, dieser an seinem radial äußeren Ende zurückgebogen ist und hierdurch eine Nut ausbildet. Der Endabschnitt ist dabei bevorzugt in Richtung des angrenzenden Bauteils umgebogen. Der Endabschnitt des Verlängerungsabschnitts umgreift im Bereich der Nut den radial äußeren Rand einer oder mehrerer Dichtplatten, wodurch diese am Verlängerungsabschnitt gehalten werden.
Eine Ausgestaltung hierzu sieht vor, dass der Verlängerungsabschnitt eine Länge in Umfangsrichtung derart aufweist, dass zwei benachbarte Dichtplatten in die Nut des Verlängerungsabschnitts einschiebbar sind. Hierdurch verbindet der
Verlängerungsabschnitt in effektiver Weise zwei in Umfangsrichtung aneinandergrenzende Dichtplatten, die beide mittels der Nut am Verlängerungsabschnitt gehalten werden. Ein zwischen den aneinander angrenzenden Dichtplatten vorhandener Spalt wird dabei durch den Verlängerungsabschnitt abgedeckt, so dass keine durch einen solchen Spalt verursachte Leckage auftritt.
Wie bereits erwähnt, kann der Verlängerungsabschnitt selbst das Halteelement für mindestens eine Dichtplatte bilden. In alternativen Ausgestaltungen ist vorgesehen, dass ein gesondertes Halteteil für jeweils mindestens eine Dichtplatte vorgesehen ist. Dabei ist der Verlängerungsabschnitt mit einem solchen, als gesondertes Teil ausgebildetem Halteelement verbunden.
Eine Ausgestaltung hierzu sieht vor, dass das gesonderte Halteelement einen sich im Wesentlichen in radialer Richtung und in Umfangsrichtung erstreckenden Abschnitt ausbildet, der flach ausgebildet und an seinem radial äußeren Ende zurückgebogen ist und hierdurch eine in Umfangsrichtung verlaufenden Nut ausbildet.
Gemäß einer Ausgestaltung der Erfindung ist vorgesehen, dass der Verlängerungsabschnitt federnd ausgebildet ist und eine Federkraft auf mindestens eine der Dichtplatten ausübt, wodurch diese gegen das angrenzende, abzudichtende Bauteil gedrückt wird. Auf diese Weise wird durch den Verlängerungsabschnitt selbst ein Anpressdruck bereitgestellt, durch den die Dichtplatten an Flansche, vorstehende Nasen oder anderen Strukturen der jeweiligen Bauteile angepresst werden. In diesem Zusammenhang wird darauf hingewiesen, dass die Dichtplatten einen Spalt zu einem angrenzenden Bauteil dadurch wirksam abdichten, dass sie im Betrieb des Gasturbinentriebwerks aufgrund eines Druckunterschieds gegen entsprechende Strukturen des Leitschaufelsegments und des angrenzenden Bauteils gedrückt werden. Dabei ist es vorteilhaft, eine Federkraft bereitzustellen, mit der die Dichtplatten gegen das angrenzende Bauteil gedrückt werden, um auch für den Fall, wenn keine Druckdifferenz vorhanden ist (zum Beispiel beim Startvorgang), die Dichtplatten geeignet zu positionieren und insbesondere zu verhindern, dass die Dichtplatte beabstandet von dem abzudichtenden Bauteil positioniert ist. Alternativ kann vorgesehen sein, dass die Dichtplatte mit einem axialen Spiel von dem Verlängerungsabschnitt gehalten wird.
Zur Realisierung einer Federkraft, die der Verlängerungsabschnitt bereitstellt, ist in Ausführungsbeispielen vorgesehen, dass der Verlängerungsabschnitt einen U-Förmig gebogenen Bereich oder einen mäanderförmig gebogenen Bereich ausbildet, in dem der Verlängerungsabschnitt einfach oder mehrfach hin- und her gebogen ist. Ein solcher mäanderförmig gebogener Bereich kann auch als Faltenbalg bezeichnet werden.
Die Ausbildung des Verlängerungsabschnitts mit einer Federkraft gilt sowohl für Ausgestaltungen, bei denen der Verlängerungsabschnitt jeweils selbst als Halteelement für mindestens eine Dichtplatte dient, als auch für Ausgestaltungen, bei denen der Verlängerungsabschnitt mit einem gesonderten Halteelement für mindestens eine Dichtplatte verbunden ist. In letzterem Fall übt der federnd ausgebildete Verlängerungsabschnitt eine axial wirkende Federkraft auf das gesonderte Halteelement aus. Dabei übt der federnd ausgebildete Verlängerungsabschnitt eine axial nach vorne wirkende Federkraft auf das gesonderte Halteelement aus, wobei das angrenzende, abzudichtende Bauteil stromaufwärts der Leitschaufelsegmente angeordnet ist.
Eine weitere Ausgestaltung der Erfindung sieht vor, dass an den Dichtplatten radiale Nasen ausgebildet sind, die diese in Bezug auf die Halteelemente in Umfangsrichtung fixieren. Die radialen Nasen definieren dabei, wie weit die Dichtplatten in Umfangsrichtung in das jeweilige Halteelement eingeschoben werden können bzw. von diesem umfasst werden. Sie sind dementsprechend beabstandet zu den Enden der Dichtplatten ausgebildet und liegen an dem jeweils benachbarten Halteelement in Umfangsrichtung außen an.
Die vorliegende Erfindung kann grundsätzlich an einer beliebigen Stelle in einer Gasturbine eingesetzt werden, an der Dichtplatten an Leitschaufelsegmenten befestigt werden. Eine beispielhafte Anwendung besteht in der Abdichtung eines Spalts durch Dichtplatten, der in einem Gasturbinentriebwerk zwischen der Brennkammer und einer daran angrenzenden Hochdruckturbine ausgebildet ist. Dabei ist der Leitschaufelkranz als Turbinen-Leitschaufelkranz ausgebildet und sind die Dichtplatten dazu ausgebildet, den Turbinen-Leitschaufelkranz gegenüber der stromaufwärts angeordneten Brennkammer abzudichten.
Die Dichtungsstreifen können grundsätzlich aus einem beliebigen Material bestehen. In Ausgestaltungen bestehen sie aus einem Metall oder einer Metalllegierung, beispielsweise einer Nickelbasislegierung, beispielsweise einer Kobalt-Nickel-Chrom- Wolfram-Legierung. Die Dichtplatten sind beispielsweise als Blechteile ausgebildet.
Gemäß einem zweiten Erfindungsaspekt betrifft die vorliegende Erfindung eine Vorrichtung zur Befestigung von Dichtplatten zwischen Bauteilen eines Gasturbinentriebwerks, die einen Leitschaufelkranz und eine Mehrzahl von Dichtplatten aufweist. Der Leitschaufelkranz umfasst eine Mehrzahl von Leitschaufelsegmenten, wobei jedes Leitschaufelsegment eine äußere Plattform, eine innere Plattform und mindestens eine Leitschaufel umfasst. Die äußeren Plattformen und die inneren Plattformen jeweils zweier benachbarter Leitschaufelsegmente grenzen stirnseitig aneinander an. Dabei sind jeweils zwei Plattformen stirnseitig über einen Dichtungsstreifen gegeneinander abgedichtet. Hierzu bilden die Plattformen an ihren Stirnseiten jeweils eine axial verlaufende Nut aus, wobei der Dichtungsstreifen in die Nuten der Plattformen eingesetzt. Der Dichtungsstreifen erstreckt sich in den Nuten vom axial vorderen Ende der Plattformen zum axial hinteren Ende der Plattformen, so dass ein effektive Abdichtung vorliegt.
Die Dichtplatten dichten die Leitschaufelsegmente gegenüber einem stromaufwärts oder stromabwärts an die Leitschaufelsegmente angrenzenden Bauteil ab. Insbesondere dichten die Dichtplatten einen Spalt zwischen dem stromaufwärts oder stromabwärts angrenzenden Bauteil und den Leitschaufelsegmenten ab.
Es ist vorgesehen, dass im Bereich der äußeren und/oder der inneren Plattformen jeweils ein Befestigungselement für mindestens eine Dichtplatte vorgesehen ist, wobei das Befestigungselement die mindestens eine Dichtplatte hält oder mit einem gesonderten Halteelement verbunden ist, das die mindestens eine Dichtplatte hält. Das Befestigungselement umfasst:
einen Befestigungsabschnitt, der zusammen mit einem Dichtungsstreifen in den Nuten zweier benachbarter Plattformen angeordnet und in diesen gehalten ist, und
einen Halteabschnitt, sich ausgehend von dem Befestigungsabschnitt axial nach vorne erstreckt und aus den Plattformen herausragt, um die mindestens eine Dichtplatte zu halten oder mit dem gesonderten Halteelement verbunden zu sein.
Gemäß dem zweiten Erfindungsaspekt ist somit vorgesehen, dass das Befestigungselement für die mindestens eine Dichtplatte (das unmittelbar oder über ein gesondertes Halteelement die Dichtplatte hält bzw. mit dieser verbunden ist) ein gegenüber dem Dichtungsstreifen gesondertes Teil darstellt und nicht wie beim ersten Erfindungsaspekt durch einen Verlängerungsabschnitt des Dichtungsstreifen gebildet wird. Dabei liegt der Halteabschnitt des Befestigungselements zusammen mit dem Dichtungsstreifen in den stirnseitig an den aneinander angrenzenden Plattformen ausgebildeten Nuten. Er wird durch seine Anordnung in den Nuten am Herausfallen gehindert. Dabei kann vorgesehen sein, dass der Halteabschnitt formschlüssig und/oder kraftschlüssig in den Nuten gehalten wird.
Eine Ausgestaltung hierzu sieht vor, dass der Befestigungsabschnitt lediglich in einem axial vorderen Teilbereich der Nuten angeordnet ist, sich also nicht über die gesamte axiale Länge der Noten erstreckt. Dabei kann weiter vorgesehen sein, dass axial vordere Teilbereich der Nuten gegenüber einem stromabwärtigen Bereich der Nuten verbreitert ist. Durch die Verbreiterung der Nut können der Dichtungsstreifen und der Halteabschnitt des Befestigungselements in Anlage zueinander problemlos in den Nuten angeordnet sein. Eine weitere Ausgestaltung sieht vor, dass der Halteabschnitt federnd ausgebildet ist und eine Federkraft unmittelbar auf mindestens eine der Dichtplatten ausübt. Alternativ kann vorgesehen sein, dass der Halteabschnitt federnd ausgebildet ist und eine Federkraft auf ein gesondertes Halteelement ausübt, das die mindestens eine Dichtplatte hält.
Der Halteabschnitt kann zur Bereitstellung einer Federkraft beispielsweise einen U- Förmig gebogenen Bereich oder einen mäanderförmig gebogenen Bereich ausbilden.
Weitere Ausgestaltungen des zweiten Erfindungsaspekts können entsprechend den Ansprüchen 2-17 zum ersten Erfindungsaspekt ausgebildet sein, wobei dem Verlängerungsabschnitt des ersten Erfindungsaspekts der Halteabschnitt des zweiten Erfindungsaspekts und dem Dichtungsabschnitt des ersten Erfindungsaspekts der Befestigungsabschnitt des zweiten Erfindungsaspekts entspricht. So kann beispielsweise vorgesehen sein, dass der Halteabschnitt in Umfangsrichtung breiter ausgebildet ist als der Befestigungsabschnitt.
In einem weiteren Erfindungsaspekt betrifft die vorliegende Erfindung ein Gasturbinentriebwerk, das eine Brennkammer und einen der Brennkammer nachgeordneten Turbinen-Leitschaufelkranz umfasst. Dabei ist vorgesehen, dass das Gasturbinentriebwerk eine erfindungsgemäße Vorrichtung umfasst, mit der zwischen der Brennkammer und den Turbinen-Leitschaufelkranz vorgesehene Dichtplatten befestigt sind.
Es wird darauf hingewiesen, dass die vorliegende Erfindung bezogen auf ein zylindrisches Koordinatensystem beschrieben ist, das die Koordinaten x, r und f aufweist. Dabei gibt x die axiale Richtung, r die radiale Richtung und f ddn Winkel in Umfangsrichtung an. Die axiale Richtung ist dabei durch die Maschinenachse des Gasturbinentriebwerks, in dem die vorliegende Erfindung implementiert ist, definiert, wobei die axiale Richtung vom Triebwerkseingang in Richtung des Triebwerksausgangs zeigt. Von der x-Achse ausgehend zeigt die radiale Richtung radial nach außen. Begriffe wie„vor“,„hinter“,„vordere“ und„hintere“ beziehen sich auf die axiale Richtung bzw. die Strömungsrichtung im Triebwerk. Begriffe wie„äußere“ oder„innere“ beziehen sich auf die radiale Richtung.
Wie hier an anderer Stelle angeführt wird, kann sich die vorliegende Offenbarung auf ein Gasturbinentriebwerk beziehen. Solch ein Gasturbinentriebwerk kann einen Triebwerkskern umfassen, der eine Turbine, einen Brennraum, einen Verdichter und eine die Turbine mit dem Verdichter verbindende Kern welle umfasst. Solch ein Gasturbinentriebwerk kann ein Gebläse (mit Gebläseschaufeln) umfassen, das stromaufwärts des Triebwerkskerns positioniert ist.
Anordnungen der vorliegenden Offenbarung können insbesondere, jedoch nicht ausschließlich, für Gebläse, die über ein Getriebe angetrieben werden, von Vorteil sein. Entsprechend kann das Gasturbinentriebwerk ein Getriebe umfassen, das einen Eingang von der Kernwelle empfängt und Antrieb für das Gebläse zum Antreiben des Gebläses mit einer niedrigeren Drehzahl als die Kernwelle abgibt. Der Eingang für das Getriebe kann direkt von der Kernwelle oder indirekt von der Kemwelle, beispielsweise über eine Stirnwelle und/oder ein Stirnzahnrad, erfolgen. Die Kernwelle kann mit der Turbine und dem Verdichter starr verbunden sein, so dass sich die Turbine und der Verdichter mit derselben Drehzahl drehen (wobei sich das Gebläse mit einer niedrigeren Drehzahl dreht).
Das Gasturbinentriebwerk, das hier beschrieben und/oder beansprucht wird, kann eine beliebige geeignete allgemeine Architektur aufweisen. Beispielsweise kann das Gasturbinentriebwerk eine beliebige gewünschte Anzahl an Wellen, die Turbinen und Verdichter verbinden, beispielsweise eine, zwei oder drei Wellen, aufweisen. Lediglich beispielhaft kann die mit der Kernwelle verbundene Turbine eine erste Turbine sein, der mit der Kernwelle verbundene Verdichter kann ein erster Verdichter sein und die Kernwelle kann eine erste Kernwelle sein. Der Triebwerkskern kann ferner eine zweite Turbine, einen zweiten Verdichter und eine zweite Kernwelle, die die zweite Turbine mit dem zweiten Verdichter verbindet, umfassen. Die zweite Turbine, der zweite Verdichter und die zweite Kernwelle können dahingehend angeordnet sein, sich mit einer höheren Drehzahl als die erste Kernwelle zu drehen.
Bei solch einer Anordnung kann der zweite Verdichter axial stromabwärts des ersten Verdichters positioniert sein. Der zweite Verdichter kann dahingehend angeordnet sein, Strömung von dem ersten Verdichter aufzunehmen (beispielsweise direkt aufzunehmen, beispielsweise über einen allgemein ringförmigen Kanal).
Das Getriebe kann dahingehend angeordnet sein, von der Kernwelle, die dazu konfiguriert ist, sich (beispielsweise im Gebrauch) mit der niedrigsten Drehzahl zu drehen, (beispielsweise die erste Kernwelle in dem obigen Beispiel) angetrieben zu werden. Beispielsweise kann das Getriebe dahingehend angeordnet sein, lediglich von der Kernwelle, die dazu konfiguriert ist, sich (beispielsweise im Gebrauch) mit der niedrigsten Drehzahl zu drehen, (beispielsweise nur von der ersten Kernwelle und nicht der zweiten Kernwelle bei dem obigen Beispiel) angetrieben zu werden. Alternativ dazu kann das Getriebe dahingehend angeordnet sein, von einer oder mehreren Wellen, beispielsweise der ersten und/oder der zweiten Welle in dem obigen Beispiel, angetrieben zu werden.
Bei einem Gasturbinentriebwerk, das hier beschrieben und/oder beansprucht wird, kann ein Brennraum axial stromabwärts des Gebläses und des Verdichters (der Verdichter) vorgesehen sein. Beispielsweise kann der Brennraum direkt stromabwärts des zweiten Verdichters (beispielsweise an dessen Ausgang) liegen, wenn ein zweiter Verdichter vorgesehen ist. Als ein weiteres Beispiel kann die Strömung am Ausgang des Verdichters dem Einlass der zweiten Turbine zugeführt werden, wenn eine zweite Turbine vorgesehen ist. Der Brennraum kann stromaufwärts der Turbine (der Turbinen) vorgesehen sein.
Der oder jeder Verdichter (beispielsweise der erste Verdichter und der zweite Verdichter gemäß obiger Beschreibung) kann eine beliebige Anzahl an Stufen, beispielsweise mehrere Stufen, umfassen. Jede Stufe kann eine Reihe von Rotorschaufeln und eine Reihe von Statorschaufeln, bei denen es sich um variable Statorschaufeln (dahingehend, dass ihr Anstellwinkel variabel sein kann) handeln kann, umfassen. Die Reihe von Rotorschaufein und die Reihe von Statorschaufeln können axial voneinander versetzt sein.
Die oder jede Turbine (beispielsweise die erste Turbine und die zweite Turbine gemäß obiger Beschreibung) kann eine beliebige Anzahl an Stufen, beispielsweise mehrere Stufen, umfassen. Jede Stufe kann eine Reihe von Rotorschaufeln und eine Reihe von Statorschaufeln umfassen. Die Reihe von Rotorschaufeln und die Reihe von Statorschaufeln können axial voneinander versetzt sein.
Jede Gebläseschaufel kann mit einer radialen Spannweite definiert sein, die sich von einem Fuß (oder einer Nabe) an einer radial innenliegenden von Gas überströmten Stelle oder an einer Position einer Spannbreite von 0 % zu einer Spitze an einer Position einer Spannbreite von 100 % erstreckt. Das Verhältnis des Radius der Gebläseschaufel an der Nabe zu dem Radius der Gebläseschaufel an der Spitze kann weniger als (oder in der Größenordnung von): 0,4, 0,39, 0,38, 0,37, 0,36, 0,35, 0,34, 0,33, 0,32, 0,31 , 0,3, 0,29, 0,28, 0,27, 0,26 oder 0,25 liegen. Das Verhältnis des Radius der Gebläseschaufel an der Nabe zu dem Radius der Gebläseschaufel an der Spitze kann in einem einschließenden Bereich liegen, der von zwei der Werte im vorhergehenden Satz begrenzt wird (d. h. die Werte können obere oder untere Grenzen bilden). Diese Verhältnisse können allgemeinhin als das Nabe-Spitze-Verhältnis bezeichnet werden. Der Radius an der Nabe und der Radius an der Spitze können beide an dem vorderen Randteil (oder dem axial am weitesten vorne liegenden Rand) der Schaufel gemessen werden. Das Nabe- Spitze-Verhältnis bezieht sich natürlich auf den von Gas überströmten Abschnitt der Gebläseschaufel, d. h. den Abschnitt, der sich radial außerhalb jeglicher Plattform befindet.
Der Radius des Gebläses kann zwischen der Mittellinie des Triebwerks und der Spitze der Gebläseschaufel an ihrem vorderen Rand gemessen werden. Der Durchmesser des Gebläses (der einfach das Doppelte des Radius des Gebläses sein kann) kann größer als (oder in der Größenordnung von): 250 cm (etwa 100 Inch), 260 cm, 270 cm (etwa 105 Inch), 280 cm (etwa 110 Inch), 290 cm (etwa 1 15 Inch), 300 cm (etwa 120 Inch), 310 cm, 320 cm (etwa 125 Inch), 330 cm (etwa 130 Inch), 340 cm (etwa 135 Inch), 350 cm, 360 cm (etwa 140 Inch), 370 cm (etwa 145 Inch), 380 cm (etwa 150 Inch) oder 390 cm (etwa 155 Inch) sein (liegen). Der Gebläsedurchmesser kann in einem einschließenden Bereich liegen, der von zwei der Werte im vorhergehenden Satz begrenzt wird (d. h. die Werte können obere oder untere Grenzen bilden).
Die Drehzahl des Gebläses kann im Gebrauch variieren. Allgemein ist die Drehzahl geringer für Gebläse mit einem größeren Durchmesser. Lediglich als ein nicht einschränkendes Beispiel kann die Drehzahl des Gebläses bei Konstantgeschwindigkeitsbedingungen weniger als 2500 U/min, beispielsweise weniger als 2300 U/min, betragen. Lediglich als ein weiteres nicht einschränkendes Beispiel kann auch die Drehzahl des Gebläses bei Konstantgeschwindigkeitsbedingungen für ein Triebwerk mit einem Gebläsedurchmesser im Bereich von 250 cm bis 300 cm (beispielsweise 250 cm bis 280 cm) im Bereich von 1700 U/min bis 2500 U/min, beispielsweise im Bereich von 1800 U/min bis 2300 U/min, beispielsweise im Bereich von 1900 U/min bis 2100 U/min, liegen. Lediglich als ein weiteres nicht einschränkendes Beispiel kann die Drehzahl des Gebläses bei Konstantgeschwindigkeitsbedingungen für ein Triebwerk mit einem Gebläsedurchmesser im Bereich von 320 cm bis 380 cm in dem Bereich von 1200 U/min bis 2000 U/min, beispielsweise in dem Bereich von 1300 U/min bis 1800 U/min, beispielsweise in dem Bereich von 1400 U/min bis 1600 U/min, liegen.
Im Gebrauch des Gasturbinentriebwerks dreht sich das Gebläse (mit zugehörigen Gebläseschaufeln) um eine Drehachse. Diese Drehung führt dazu, dass sich die Spitze der Gebläseschaufel mit einer Geschwindigkeit USpitze bewegt. Die von den Gebläseschaufeln an der Strömung verrichtete Arbeit resultiert in einem Anstieg der Enthalpie dH der Strömung. Eine Gebläsespitzenbelastung kann als dH/ USpitze 2 definiert werden, wobei dH der Enthalpieanstieg (beispielsweise der durchschnittliche 1-D- Enthalpieanstieg) über das Gebläse hinweg ist und USpitze die (Translations-) Geschwindigkeit der Gebläsespitze, beispielsweise an dem vorderen Rand der Spitze, ist (die als Gebläsespitzenradius am vorderen Rand multipliziert mit der Winkelgeschwindigkeit definiert werden kann). Die Gebläsespitzenbelastung bei Konstantgeschwindigkeitsbedingungen kann mehr als (oder in der Größenordnung von): 0,3, 0,31 , 0,32, 0,33, 0,34, 0,35, 0,36, 0,37, 0,38, 0,39 oder 0,4 betragen (liegen) (wobei alle Einheiten in diesem Abschnitt Jkg-1K /(ms-1)2 sind). Die Gebläsespitzenbelastung kann in einem einschließenden Bereich liegen, der von zwei der Werte im vorhergehenden Satz begrenzt wird (d. h. die Werte können obere oder untere Grenzen bilden).
Gasturbinentriebwerke gemäß der vorliegenden Offenbarung können ein beliebiges gewünschtes Bypassverhältnis aufweisen, wobei das Bypassverhältnis als das Verhältnis des Massendurchsatzes der Strömung durch den Bypasskanal zu dem Massendurchsatz der Strömung durch den Kern bei Konstantgeschwindigkeitsbedingungen definiert wird. Bei einigen Anordnungen kann das Bypassverhältnis mehr als (in der Größenordnung von): 10, 10,5, 1 1 , 1 1 ,5, 12, 12,5, 13, 13,5, 14, 14,5, 15, 15,5, 16, 16,5 oder 17 betragen (liegen). Das Bypassverhältnis kann in einem einschließenden Bereich liegen, der von zwei der Werte im vorhergehenden Satz begrenzt wird (d. h. die Werte können obere oder untere Grenzen bilden). Der Bypasskanal kann im Wesentlichen ringförmig sein. Der Bypasskanal kann sich radial außerhalb des Triebwerkskerns befinden. Die radial äußere Fläche des Bypasskanals kann durch eine Triebwerksgondel und/oder ein Gebläsegehäuse definiert werden.
Das Gesamtdruckverhältnis eines Gasturbinentriebwerks, das hier beschrieben und/oder beansprucht wird, kann als das Verhältnis des Staudrucks stromaufwärts des Gebläses zu dem Staudruck am Ausgang des Höchstdruck Verdichters (vor dem Eingang in den Brennraum) definiert werden. Als ein nicht einschränkendes Beispiel kann das Gesamtdruckverhältnis eines Gasturbinentriebwerks, das hier beschrieben und/oder beansprucht wird, bei Konstantgeschwindigkeit mehr als (oder in der Größenordnung von): 35, 40, 45, 50, 55, 60, 65, 70, 75 betragen (liegen). Das Gesamtdruckverhältnis kann in einem einschließenden Bereich liegen, der von zwei der Werte im vorhergehenden Satz begrenzt wird (d. h. die Werte können obere oder untere Grenzen bilden). Der spezifische Schub eines Triebwerks kann als der Nettoschub des Triebwerks dividiert durch den Gesamtmassenstrom durch das Triebwerk hindurch definiert werden. Bei Konstantgeschwindigkeitsbedingungen kann der spezifische Schub eines Triebwerks, das hier beschrieben und/oder beansprucht wird, weniger als (oder in der Größenordnung von): 110 Nkg-1s, 105 Nkg-1s, 100 Nkg-1s, 95 Nkg-1s, 90 Nkg-1s, 85 Nkg- s oder 80 Nkg-1s betragen (liegen). Der spezifische Schub kann in einem einschließenden Bereich liegen, der von zwei der Werte im vorhergehenden Satz begrenzt wird (d. h. die Werte können obere oder untere Grenzen bilden). Solche Triebwerke können im Vergleich zu herkömmlichen Gasturbinentriebwerken besonders effizient sein.
Ein Gasturbinentriebwerk, das hier beschrieben und/oder beansprucht wird, kann einen beliebigen gewünschten Höchstschub aufweisen. Lediglich als ein nicht einschränkendes Beispiel kann eine Gasturbine, die hier beschrieben und/oder beansprucht wird, zur Erzeugung eines Höchstschubs von mindestens (oder in der Größenordnung von): 160kN, 170kN, 180kN, 190kN, 200kN, 250kN, 300kN, 350kN, 400kN, 450kN, 500kN oder 550kN in der Lage sein. Der Höchstschub kann in einem einschließenden Bereich liegen, der von zwei der Werte im vorhergehenden Satz begrenzt wird (d. h. die Werte können obere oder untere Grenzen bilden). Der Schub, auf den oben Bezug genommen wird, kann der Nettohöchstschub bei standardmäßigen atmosphärischen Bedingungen auf Meereshöhe plus 15 Grad C (Umgebungsdruck 101 ,3 kPa, Temperatur 30 Grad C) bei statischem Triebwerk sein.
Im Gebrauch kann die Temperatur der Strömung am Eingang der Hochdruckturbine besonders hoch sein. Diese Temperatur, die als TET bezeichnet werden kann, kann an dem Ausgang zum Brennraum, beispielsweise unmittelbar stromaufwärts der ersten Turbinenschaufel, die wiederum als eine Düsenleitschaufel bezeichnet werden kann, gemessen werden. Bei Konstantgeschwindigkeit kann die TET mindestens (oder in der Größenordnung von): 1400K, 1450K, 1500K, 1550K, 1600K oder 1650K betragen (liegen). Die TET bei Konstantgeschwindigkeit kann in einem einschließenden Bereich liegen, der von zwei der Werte im vorhergehenden Satz begrenzt wird (d. h. die Werte können obere oder untere Grenzen bilden). Die maximale TET im Gebrauch des Triebwerks kann beispielsweise mindestens (oder in der Größenordnung von): 1700K, 1750K, 1800K, 1850K, 1900K, 1950K oder 2000K betragen (liegen). Die maximale TET kann in einem einschließenden Bereich liegen, der von zwei der Werte im vorhergehenden Satz begrenzt wird (d. h. die Werte können obere oder untere Grenzen bilden). Die maximale TET kann beispielsweise bei einer Bedingung von hohem Schub, beispielsweise bei einer MTO-Bedingung (MTO - Maximum Take-Off thrust - maximaler Startschub), auftreten.
Eine Gebläseschaufel und/oder ein Blattabschnitt einer Gebläseschaufel, die hier beschrieben und/oder beansprucht wird, kann aus einem beliebigen geeigneten Material oder einer Kombination aus Materialien hergestellt werden. Beispielsweise kann zumindest ein Teil der Gebläseschaufel und/oder des Blatts zumindest zum Teil aus einem Verbundstoff, beispielsweise einem Metallmatrix-Verbundstoff und/oder einem Verbundstoff mit organischer Matrix, wie z. B. Kohlefaser, hergestellt werden. Als ein weiteres Beispiel kann zumindest ein Teil der Gebläseschaufel und/oder des Blatts zumindest zum Teil aus einem Metall, wie z. B. einem auf Titan basierendem Metall oder einem auf Aluminium basierenden Material (wie z. B. einer Aluminium-Lithium-Legierung) oder einem auf Stahl basierenden Material hergestellt werden. Die Gebläseschaufel kann mindestens zwei Bereiche umfassen, die unter Verwendung verschiedener Materialien hergestellt werden. Beispielsweise kann die Gebläseschaufel einen vorderen Schutzrand aufweisen, der unter Verwendung eines Materials hergestellt wird, das dem Aufschlagen (beispielsweise von Vögeln, Eis oder anderem Material) besser widerstehen kann als der Rest der Schaufel. Solch ein vorderer Rand kann beispielsweise unter Verwendung von Titan oder einer auf Titan basierenden Legierung hergestellt werden. Somit kann die Gebläseschaufel lediglich als ein Beispiel einen auf Kohlefaser oder Aluminium basierenden Körper (wie z. B. eine Aluminium-Lithium-Legierung) mit einem vorderen Rand aus Titan aufweisen.
Ein Gebläse, das hier beschrieben und/oder beansprucht wird, kann einen mittleren Abschnitt umfassen, von dem sich die Gebläseschaufeln, beispielsweise in einer radialen Richtung, erstrecken können. Die Gebläseschaufeln können auf beliebige gewünschte Art und Weise an dem mittleren Abschnitt angebracht sein. Beispielsweise kann jede Gebläseschaufel eine Fixierungsvorrichtung umfassen, die mit einem entsprechenden Schlitz in der Nabe (oder Scheibe) in Eingriff gelangen kann, Lediglich als ein Beispiel kann solch eine Fixierungsvorrichtung in Form eines Schwalbenschwanzes vorliegen, der zur Fixierung der Gebläseschaufel an der Nabe/Scheibe in einen entsprechenden Schlitz in der Nabe/Scheibe eingesteckt und/oder damit in Eingriff gebracht werden kann. Als ein weiteres Beispiel können die Gebläseschaufeln integral mit einem mittleren Abschnitt ausgebildet sein. Solch eine Anordnung kann als eine Blisk oder ein Bling bezeichnet werden. Ein beliebiges geeignetes Verfahren kann zur Herstellung solch einer Blisk oder solch eines Bling verwendet werden. Beispielsweise kann zumindest ein Teil der Gebläseschaufeln aus einem Block maschinell herausgearbeitet werden und/oder mindestens ein Teil der Gebläseschaufeln kann durch Schweißen, wie z. B. lineares Reibschweißen, an der Nabe/Scheibe angebracht werden.
Die Gasturbinentriebwerke, die hier beschrieben und/oder beansprucht werden, können oder können nicht mit einer VAN (Variable Area Nozzle - Düse mit variablem
Querschnitt) versehen sein. Solch eine Düse mit variablem Querschnitt kann eine Variation des Ausgangsquerschnitts des Bypasskanals im Gebrauch gestatten. Die allgemeinen Prinzipien der vorliegenden Offenbarung können auf Triebwerke mit oder ohne eine VAN zutreffen.
Das Gebläse einer Gasturbine, die hier beschrieben und/oder beansprucht wird, kann eine beliebige gewünschte Anzahl an Gebläseschaufeln, beispielsweise 16, 18, 20 oder 22 Gebläseschaufeln, aufweisen.
Gemäß der hier erfolgenden Verwendung können
Konstantgeschwindigkeitsbedingungen Konstantgeschwindigkeitsbedingungen eines Luftfahrzeugs, an dem das Gasturbinentriebwerk angebracht ist, bedeuten. Solche Konstantgeschwindigkeitsbedingungen können herkömmlicherweise als die Bedingungen während des mittleren Teils des Flugs definiert werden, beispielsweise die Bedingungen, denen das Luftfahrzeug und/oder das Triebwerk zwischen (hinsichtlich Zeit und/oder Entfernung) dem Ende des Steigflugs und dem Beginn des Sinkflugs ausgesetzt wird bzw. werden.
Lediglich als ein Beispiel kann die Vorwärtsgeschwindigkeit bei der Konstantgeschwindigkeitsbedingung bei einem beliebigen Punkt im Bereich von Mach 0,7 bis 0,9, beispielsweise 0,75 bis 0,85, beispielsweise 0,76 bis 0,84, beispielsweise 0,77 bis 0,83, beispielsweise 0,78 bis 0,82, beispielsweise 0,79 bis 0,81 , beispielsweise in der Größenordnung von Mach 0,8, in der Größenordnung von Mach 0,85 oder in dem Bereich von 0,8 bis 0,85 liegen. Eine beliebige Geschwindigkeit innerhalb dieser Bereiche kann die Konstantfahrtbedingung sein. Bei einigen Luftfahrzeugen können die Konstantfahrtbedingungen außerhalb dieser Bereiche, beispielsweise unter Mach 0,7 oder über Mach 0,9, liegen.
Lediglich als ein Beispiel können die Konstantgeschwindigkeitsbedingungen standardmäßigen atmosphärischen Bedingungen bei einer Höhe, die im Bereich von 10.000 m bis 15.000 m, beispielsweise im Bereich von 10.000 m bis 12.000 m, beispielsweise im Bereich von 10.400 m bis 1 1.600 m (etwa 38.000 Fuß) beispielsweise im Bereich von 10.500 m bis 1 1.500 m, beispielsweise im Bereich von 10.600 m bis 11.400 m, beispielsweise im Bereich von 10.700 m (etwa 35.000 Fuß) bis 1 1.300 m, beispielsweise im Bereich von 10.800 m bis 1 1.200 m, beispielsweise im Bereich von 10.900 m bis 1 1.100 m, beispielsweise in der Größenordnung von 1 1.000 m, liegt, entsprechen. Die Konstantgeschwindigkeitsbedingungen können standardmäßigen atmosphärischen Bedingungen bei einer beliebigen gegebenen Höhe in diesen Bereichen entsprechen.
Lediglich als ein Beispiel können die Konstantgeschwindigkeitsbedingungen Folgendem entsprechen: einer Vorwärts-Mach-Zahl von 0,8; einem Druck von 23.000 Pa und einer Temperatur von -55 Grad C.
So wie sie hier durchweg verwendet werden, können „Konstantgeschwindigkeit“ oder „Konstantgeschwindigkeitsbedingungen“ den aerodynamischen Auslegungspunkt bedeuten. Solch ein aerodynamischer Auslegungspunkt (oder ADP - Aerodynamic Design Point) kann den Bedingungen (darunter beispielsweise die Mach-Zahl, Umgebungsbedingungen und Schubanforderung), für die der Gebläsebetrieb ausgelegt ist, entsprechen. Dies kann beispielsweise die Bedingungen, bei denen das Gebläse (oder das Gasturbinentriebwerk) konstruktionsgemäß den optimalen Wirkungsgrad aufweist, bedeuten.
Im Gebrauch kann ein Gasturbinentriebwerk, das hier beschrieben und/oder beansprucht wird, bei den Konstantgeschwindigkeitsbedingungen, die hier an anderer Stelle definiert werden, betrieben werden. Solche Konstantgeschwindigkeitsbedingungen können von den Konstantgeschwindigkeitsbedingungen (beispielsweise den Bedingungen während des mittleren Teils des Fluges) eines Luftfahrzeugs, an dem mindestens ein (beispielsweise 2 oder 4) Gasturbinentriebwerk zur Bereitstellung von Schubkraft befestigt sein kann, bestimmt werden.
Für den Fachmann ist verständlich, dass ein Merkmal oder Parameter, das bzw. der in Bezug auf einen der obigen Aspekte beschrieben wird, bei einem beliebigen anderen Aspekt angewendet werden kann, sofern sie sich nicht gegenseitig ausschließen. Des Weiteren kann ein beliebiges Merkmal oder ein beliebiger Parameter, das bzw. der hier beschrieben wird, bei einem beliebigen Aspekt angewendet werden und/oder mit einem beliebigen anderen Merkmal oder Parameter, das bzw. der hier beschrieben wird, kombiniert werden, sofern sie sich nicht gegenseitig ausschließen. Die Erfindung wird nachfolgend unter Bezugnahme auf die Figuren der Zeichnung anhand mehrerer Ausführungsbeispiele näher erläutert. Es zeigen:
Figur 1 eine Seitenschnittansicht eines Gasturbinentriebwerks;
Figur 2 eine Ausgestaltung eines Turbinen-Leitschaufelsegments gemäß dem Stand der Technik, wobei eine äußere Plattform und eine innere Plattform des Turbinen-Leitschaufelsegments mittels Dichtplatten gegenüber einer angrenzenden Brennkammer abgedichtet sind;
Figur 3 eine teilweise geschnittene Ansicht des Turbinen-Leitschaufelsegments der
Figur 2;
Figur 4 in Schnittdarstellung eine Darstellung eines Turbinen-Leitschaufelsegments eines Leitschaufelkranzes eines Hochdruckverdichters, das angrenzend an die Brennkammer im Hauptströmungspfad realisiert ist, wobei das Turbinen- Leitschaufelsegment eine Vorrichtung zur Befestigung von Dichtplatten zwischen dem Turbinen-Leitschaufelsegment und der Brennkammer aufweist, die einen Dichtungsstreifen umfasst, der einen
Verlängerungsabschnitt zur Befestigung von Dichtplatten ausbildet;
Figur 5 einen Schnitt durch das Turbinen-Leitschaufelsegment der Figur 4 entlang der Linie A-A der Figur 4;
Figur 6 einen Schnitt durch das Turbinen-Leitschaufelsegment der Figur 4 entlang der Linie B-B der Figur 4;
Figur 7 eine perspektivische Darstellung des Dichtungsstreifens der Vorrichtung zur
Befestigung von Dichtplatten zwischen dem Turbinen-Leitschaufelsegment und der Brennkammer gemäß der Figur 4;
Figur 8 eine alternative Ausgestaltung des Verlängerungsabschnitts des
Dichtungsstreifens der Figur 4, wobei der Verlängerungsabschnitt einen mäanderförmig hin- und her gebogenen Federbereich ausbildet, Figur 9 in Schnittdarstellung eine Darstellung eines weiteren Turbinen-
Leitschaufelsegments eines Leitschaufelkranzes eines Hochdruckverdichters, das angrenzend an die Brennkammer im Hauptströmungspfad realisiert ist, wobei das Turbinen-Leitschaufelsegment zur Befestigung von Dichtplatten zwischen dem Turbinen-Leitschaufelsegment und der Brennkammer einen Dichtungsstreifen mit einem Verlängerungsabschnitt umfasst, der mit einem gesonderten Halteelement zu Befestigung von Dichtplatten verbunden ist;
Figur 10 in vergrößerter Darstellung den Verlängerungsabschnitt und das
Halteelement an der radial äußeren Plattform des Turbinen-
Leitschaufelsegments der Figur 9;
Figur 1 1 in vergrößerter Darstellung den Verlängerungsabschnitt und das
Halteelement an der radial inneren Plattform des Turbinen-
Leitschaufelsegments der Figur 9; und
Figur 12 ein weiteres Ausführungsbeispiel eines Turbinen-Leitschaufelsegments eines
Leitschaufelkranzes eines Hochdruckverdichters, wobei das Turbinen- Leitschaufelsegment eine Vorrichtung zur Befestigung von Dichtplatten zwischen dem Turbinen-Leitschaufelsegment und der Brennkammer aufweist, die ein Befestigungselement umfasst, das einen Befestigungsabschnitt und einen Halteabschnitt ausbildet.
Figur 1 stellt ein Gasturbinentriebwerk 10 mit einer Hauptdrehachse 9 dar. Das Triebwerk 10 umfasst einen Lufteinlass 12 und ein Schubgebläse bzw. Fan 23, das zwei Luftströme erzeugt: einen Kernluftstrom A und einen Bypassluftstrom B. Das Gasturbinentriebwerk 10 umfasst einen Kern 1 1 , der den Kernluftstrom A aufnimmt. Der Triebwerkskern 1 1 umfasst in Axialströmungsreihenfolge einen Niederdruckverdichter 14, einen Hochdruckverdichter 15, eine Verbrennungseinrichtung 16, eine Hochdruckturbine 17, eine Niederdruckturbine 19 und eine Kernschubdüse 20. Eine Triebwerksgondel 21 umgibt das Gasturbinentriebwerk 10 und definiert einen Bypasskanal 22 und eine Bypassschubdüse 18. Der Bypassluftstrom B strömt durch den Bypasskanal 22. Das Gebläse 23 ist über eine Welle 26 und ein Epizykloidengetriebe 30 an der Niederdruckturbine 19 angebracht und wird durch diese angetrieben.
Im Gebrauch wird der Kernluftstrom A durch den Niederdruckverdichter 14 beschleunigt und verdichtet und in den Hochdruckverdichter 15 geleitet, wo eine weitere Verdichtung erfolgt. Die aus dem Hochdruckverdichter 15 ausgestoßene verdichtete Luft wird in die Verbrennungseinrichtung 16 geleitet, wo sie mit Kraftstoff vermischt wird und das Gemisch verbrannt wird. Die resultierenden heißen Verbrennungsprodukte breiten sich dann durch die Hochdruck- und die Niederdruckturbine 17, 19 aus und treiben diese dadurch an, bevor sie zur Bereitstellung einer gewissen Schubkraft durch die Düse 20 ausgestoßen werden. Die Hochdruckturbine 17 treibt den Hochdruckverdichter 15 durch eine geeignete Verbindungswelle 27 an. Das Gebläse 23 stellt allgemein den Hauptteil der Schubkraft bereit. Das Epizykloidengetriebe 30 ist ein Untersetzungsgetriebe.
Es wird angemerkt, dass die Begriffe„Niederdruckturbine“ und„Niederdruckverdichter“, so wie sie hier verwendet werden, so aufgefasst werden können, dass sie die Turbinenstufe mit dem niedrigsten Druck bzw. die Verdichterstufe mit dem niedrigsten Druck (d. h. dass sie nicht das Gebläse 23 umfassen) und/oder die Turbinen- und Verdichterstufe, die durch die Verbindungswelle 26 mit der niedrigsten Drehzahl in dem Triebwerk (d. h. dass sie nicht die Getriebeausgangswelle, die das Gebläse 23 antreibt, umfasst) miteinander verbunden sind, bedeuten. In einigen Schriften können die „Niederdruckturbine“ und der„Niederdruckverdichter“, auf die hier Bezug genommen wird, alternativ dazu als die„Mitteldruckturbine“ und„Mitteldruckverdichter" bekannt sein. Bei der Verwendung derartiger alternativer Nomenklatur kann das Gebläse 23 als eine erste Verdichtungsstufe oder Verdichtungsstufe mit dem niedrigsten Druck bezeichnet werden.
Andere Gasturbinentriebwerke, bei denen die vorliegende Offenbarung Anwendung finden kann, können alternative Konfigurationen aufweisen. Beispielsweise können derartige Triebwerke eine alternative Anzahl an Verdichtern und/oder Turbinen und/oder eine alternative Anzahl an Verbindungswellen aufweisen. Als ein weiteres Beispiel weist das in Figur 1 gezeigte Gasturbinentriebwerk eine Teilungsstromdüse 20, 22 auf, was bedeutet, dass der Strom durch den Bypasskanal 22 seine eigene Düse aufweist, die von der Triebwerkskerndüse 20 separat und davon radial außen ist. Jedoch ist dies nicht einschränkend und ein beliebiger Aspekt der vorliegenden Offenbarung kann auch auf Triebwerke zutreffen, bei denen der Strom durch den Bypasskanal 22 und der Strom durch den Kern 11 vor (oder stromaufwärts) einer einzigen Düse, die als eine Mischstromdüse bezeichnet werden kann, vermischt oder kombiniert werden. Eine oder beide Düsen (ob Misch- oder Teilungsstrom) kann einen festgelegten oder variablen Bereich aufweisen. Obgleich sich das beschriebene Beispiel auf ein Turbogebläsetriebwerk bezieht, kann die Offenbarung beispielsweise bei einer beliebigen Art von Gasturbinentriebwerk, wie z. B. bei einem Open-Rotor- (bei dem die Gebläsestufe nicht von einer Triebwerksgondel umgeben wird) oder einem Turboprop- Triebwerk, angewendet werden. Bei einigen Anordnungen umfasst das Gasturbinentriebwerk 10 möglicherweise kein Getriebe 30.
Die Geometrie des Gasturbinentriebwerks 10 und Komponenten davon wird bzw. werden durch ein herkömmliches Achsensystem definiert, das eine axiale Richtung (die auf die Drehachse 9 ausgerichtet ist), eine radiale Richtung (in der Richtung von unten nach oben in Figur 1) und eine Umfangsrichtung (senkrecht zu der Ansicht in Figur 1 ) umfasst. Die axiale, die radiale und die Umfangsrichtung verlaufen senkrecht zueinander.
Im Kontext der vorliegenden Erfindung ist die Ausbildung des Übergangs zwischen der Brennkammer 16 und der Hochdruckturbine 17, insbesondere die Ausgestaltung der Abdichtung eines Spalts zwischen der Brennkammer 16 und der Hochdruckturbine 17 von Bedeutung.
Zum besseren Verständnis der Erfindung wird dabei zunächst der Hintergrund der Erfindung anhand eines in den Figuren 2 und 3 dargestellten Beispiels eines Turbinen- Leitschaufelsegments gemäß dem Stand der Technik erläutert. Das Turbinen- Leitschaufelsegment 4 umfasst eine äußere Plattform 41 , eine innere Plattform 42 und ein oder mehrere Leitschaufel 43, die sich in radialer Richtung zwischen der inneren Plattform 42 und der äußeren Plattform 41 erstrecken. Eine Mehrzahl solcher Turbinen- Leitschaufelsegmente 4 bildet einen Turbinen-Leitschaufelkranz, wobei die einzelnen Turbinen-Leitschaufelsegmente 4 an ihren Plattformen 41 , 42 stirnseitig in
Umfangsrichtung aneinander angrenzen.
Zur Abdichtung eines radialen Spalts, der notwendigerweise zwischen der Brennkammer 16 und den Turbinen-Leitschaufelsegmenten 4 ausgebildet ist, sind eine Mehrzahl von Dichtplatten 5 vorgesehen, die jeweils länglich ausgebildet sind und einen Kreisbogen bilden. Wie insbesondere der Darstellung der Figur 3 entnommen werden kann, werden die Dichtplatten 5 über Nieten 90, die an Befestigungsvorsprüngen 410, 420 der jeweiligen Plattform 41 , 42 befestigt sind, gehalten und über Federelemente 95 mit einem Anpressdruck versehen. Dabei durchgreifen die Nieten 90 jeweils in einem Befestigungsloch die Dichtplatten 5. Die Dichtplatten 5 werden über die Federelemente 95 an die Brennkammer gedrückt bzw. stützen sich an Strukturen 415 der Turbinen- Leitschaufelsegmente 4 ab, so dass auf diese Weise der Spalt zwischen der Brennkammer und den Turbinen-Leitschaufelsegmenten 4 durch die Dichtplatten 5 abgedichtet wird. Allerdings entsteht eine Leckage durch Spalte 55, die jeweils zwischen den Nieten 90 und den Befestigungslöchern in den Dichtplatten 5 ausgebildet sind. Des Weiteren ist eine sogenannte sekundäre Dichtplatte 50 dargestelit, die einen Spalt zwischen zwei in Umfangsrichtung aneinander angrenzenden Dichtplatten 5 überdeckt und dadurch eine Leckage aufgrund eines solchen Spalts reduziert.
Die Vorrichtung des Standes der Technik zur Befestigung der Dichtplatten 5 ist relativ aufwendig und gewichtsintensiv, da gesonderte Nieten 90, Federelemente 95 Befestigungsvorsprünge 410, 420 bereitgestellt werden müssen. Gleichzeitig kann aufgrund der Spalte 55 und der damit verbundenen Leckage der radiale Spalt zwischen der Brennkammer 16 und dem Turbinen-Leitschaufelkranz nicht vollständig abgedichtet werden. Um eine zusätzliche Leckage durch radiale Spalte, die sich zwischen zwei aneinander angrenzenden Dichtplatten 5 befinden, zu vermeiden, sind zusätzliche sekundäre Dichtplatten 50 erforderlich.
Die Figur 4 zeigt in einer Schnittdarstellung einen Teilabschnitt des Kerntriebwerks eines Gasturbinentriebwerks, wobei der dargestellte Teilabschnitt - bezogen auf die Strömungsrichtung - den hinteren Abschnitt einer Brennkammer 16 und ein Turbinen- Leitschaufelsegment 4 eines an die Brennkammer 16 unmittelbar angrenzenden Turbinen-Leitschaufelkranzes 400 zeigt. Der Turbinen-Leitschaufelkranz 400 ist segmentiert und umfasst eine Mehrzahl von Turbinen-Leitschaufelsegmenten 4, die in Umfangsrichtung aneinander angrenzen.
Die Brennkammer 16 umfasst eine äußere Brennkammerwand 161 und eine innere Brennkammerwand 162, wobei sich die Bezeichnungen„äußere“ und„innere“ auf den Hauptströmungspfad beziehen, der durch das Kerntriebwerk verläuft. Zum Schutz vor dem Heißgasstrom der Brennkammer 16 ist die äußere Brennkammerwand 161 mit einer Mehrzahl von Hitzeschindeln 163 versehen, die sich an der äußeren Brennkammerwand 161 abstützen. In entsprechender Weise ist auch die innere Brennkammerwand 162 mit einer Mehrzahl von Hitzeschindeln 164 versehen, die sich an der inneren Brennkammerwand 162 abstützen.
Die äußere Brennkammerwand 161 bildet einen Teil eines äußeren Brennkammergehäuses, von dem eine weitere Wandstruktur 165 dargestellt ist. Die innere Brennkammerwand 162 bildet einen Teil eines inneren Brennkammergehäuses, das ebenfalls weitere Wandstrukturen umfasst, von denen eine weitere Wandstruktur 166 dargestellt ist. Jedes Turbinen-Leitschaufelsegment 4 des Turbinen-Leitschaufelkranzes 400 umfasst eine äußere Plattform 41 , die den Hauptströmungspfad durch das Kerntriebwerk radial außen begrenzt, eine innere Plattform 42, die den Hauptströmungspfad durch das Kerntriebwerk radial innen begrenzt, und mindestens eine Leitschaufel 43, die sich zwischen der inneren Plattform 42 und der äußeren Plattform 41 erstreckt. Die äußeren Plattformen 41 der Turbinen-Leitschaufelsegmente 4 und die inneren Plattformen 42 der Turbinen-Leitschaufelsegmente 4 bilden zusammen eine äußere Plattform und eine innere Plattform des Leitschaufelkranzes 400.
Sowohl in der radial äußeren Plattform 41 als auch in der radial inneren Plattform 42 ist in der Stirnseite der Plattform eine sich im Wesentlichen in axialer Richtung verlaufende Nut 411 , 421 ausgebildet. Die Nuten 411 , 421 dienen dazu, jeweils einen Dichtungsabschnitt 61 aufzunehmen, der ebenfalls im Wesentlichen in axialer Richtung in den Nuten 411 , 421 verläuft und dadurch zwei radial innere Plattformen 42 bzw. zwei radial äußere Plattformen 41 , die stirnseitig aneinander anliegen, gegeneinander abgedichtet. Die Nuten 411, 421 und die in diesen angeordneten Dichtungsabschnitte 61 erstrecken sich dabei vom axial vorderen Ende der Plattform 41 , 42 zum axial hinteren Ende der Plattform 41 , 42, so dass zwei stirnseitig aneinander anliegende Plattformen effektiv gegeneinander abgedichtet sind. Solche Nuten 41 1 , 421 und in diesen angeordnete Dichtungsabschnitte 61 sind an sich bekannt.
Gemäß dem Ausführungsbeispiel der Figur 4 handelt es sich bei den Dichtungsabschnitten 61 - anders als im Stand der Technik - nicht um Dichtungsstreifen, die vollständig in den Nuten 41 1 , 421 verlaufen. Vielmehr sind Dichtungsstreifen 6 vorgesehen, die zwei Abschnitte ausbilden, den Dichtungsabschnitt 61 und des Weiteren einen Verlängerungsabschnitt 62, der sich ausgehend von dem Dichtungsabschnitt 61 axial nach vorne erstreckt und aus den Plattformen 41 , 42 herausragt. Dabei ist vorgesehen, dass der Verlängerungsabschnitt 62 ein Halteelement für mindestens eine Dichtplatte 5 ausbildet, die der Abdichtung eines radialen Spalts 8 zwischen der Brennkammer 16 und den Leitschaufelsegmenten 4 dient.
So ist der Spalt 8 zwischen der Brennkammer 16 und den Leitschaufelsegmenten 4 durch eine Vielzahl von Dichtplatten 5 verschlossen. Jedes Dichtelement 5 ist länglich ausgebildet und bildet einen Kreisbogen. An Stirnseiten, die in Umfangsrichtung jeweils am Ende eines Dichtelements 5 ausgebildet sind, grenzen zwei Dichtelemente 5 aneinander an. Dabei ist in der Figur 4 zu erkennen, dass ein Dichtelement 5 jeweils an einen Flansch oder eine Nase 415, 425 der jeweiligen Plattform 41 , 42 und an die Stirnfläche einer Wandstruktur 165, 166 des jeweiligen Brennkammergehäuses angrenzt, wodurch der Spalt 8 sowohl an der radial äußeren Seite als auch an der radial inneren Seite geschlossen wird. Dabei erfahren die Dichtelemente 5 einen Anpressdruck, der diese gegen die Strukturen 415, 425, 165, 166 andrückt.
Die Halterung der Dichtelemente 5 und die Erzeugung eines Anpressdrucks erfolgt durch den Verlängerungsabschnitt 62 des Dichtungsstreifens 6. Zur Erläuterung der Ausbildung des Verlängerungsabschnitts 62 wird zusätzlich auf die Figuren 5, 6 und 7 Bezug genommen, wobei die Figuren 5 und 6 Schnittdarstellungen entlang den Linien A- A und B-B der Figur 4 zeigen und die Figur 7 eine perspektivische Darstellung einer äußeren Plattform 41 einschließlich eines Dichtungsstreifen 6 und eines Dichtelements 5 ist. Für die radial innere Plattform 42 und den dort ausgebildeten Dichtungsstreifen 6 gelten die nachfolgenden Ausführungen entsprechend.
Wie der Schnittdarstellung der Figur 6 entnommen werden kann, verläuft der Dichtungsstreifen 6 in seinem Dichtungsabschnitt 61 an der Stirnseite zwischen zwei in Umfangsrichtung aneinander grenzenden Plattformen 41 in den Nuten 411 der beiden aneinander angrenzenden Plattformen 41. Zum axial vorderen Ende der Nuten 411 hin gehen diese in nach oben offene Aussparungen 412 über, so dass der Dichtungsstreifen radial nach außen aus den Nuten 411 austreten kann. Der Dichtungsstreifen 6 bildet nun den Verlängerungsabschnitt 62 aus, der der Halterung jeweils der Enden zweier aneinander grenzender Dichtplatten 5 und der Bereitstellung eines Anpressdrucks dient.
Dabei ist vorgesehen, dass der Verlängerungsabschnitt 62 in Umfangsrichtung breiter ausgebildet ist als der Dichtungsabschnitt 61 , wie in der Darstellung der Figur 5 gut zu erkennen ist. Weiter ist insbesondere in den Figuren 5 und 7 zu erkennen, dass der Verlängerungsabschnitt 62 einen sich im Wesentlichen in radialer Richtung und in Umfangsrichtung erstreckenden Abschnitt 620 ausbildet, der flach ausgebildet ist und der an seinem radial äußeren Ende in einem Abschnitt 621 unter Ausbildung einer Nut 64 radial zurückgebogen ist, und zwar in Richtung der Brennkammer 16.
In die Nut 64 sind die beiden Endabschnitte 515, 525 zweier benachbarter Dichtplatten 51 , 52 eingeschoben und werden dort an ihrem oberen Rand gehalten. Der untere Rand der Dichtplatten 51 , 52 sitzt angrenzend an die Struktur 415 auf der radial äußeren Plattform 41 auf. Durch die Verbreiterung des Verlängerungsabschnitts 62 stellt dieser dabei eine stabile Struktur zur Aufnahme der Enden 515, 525 zweier in Umfangsrichtung aneinander angrenzender Dichtplatten 5 bereit.
Es wird darauf hingewiesen, dass durch den Umstand, dass der Verlängerungsabschnitt 62 einen zwischen den Stirnseiten zweier benachbarter Dichtplatten 51 , 52 ausgebildeten Spalt 85 überdeckt, vgl. Figur 5, der Einsatz von sekundären Dichtplatten entsprechend den Dichtplatten 50 des Standes der Technik der Figur 2 zur Vermeidung einer zusätzlichen Leckage durch einen solchen Spalt 85 nicht erforderlich ist.
Um eine exakte Positionierung der Dichtplatten 51 , 52 gegenüber dem als Halteelement ausgebildeten Verlängerungsabschnitt 62 zu gewährleisten, weisen die Dichtplatten 51 , 52 radial abstehende Nasen 510, 520 auf, vgl. Figuren 5 und 7. Dabei grenzt jeweils eine radial abstehende Nase 510, 520 in Umfangsrichtung an den Verlängerungsabschnitt 62 an. Durch die Nasen 510, 520 wird der Bereich 515, 525 der Dichtplatten 51 , 52 definiert, der in die Nut 64 des Verlängerungsabschnitts 62 eingeschoben und vom Verlängerungsabschnitt 62 gehalten wird.
Es wird darauf hingewiesen, dass der Verlängerungsabschnitt 62 federnd ausgebildet ist und dementsprechend gleichzeitig ein Federelement darstellt, das einen Anpressdruck auf die Dichtplatten 51 , 52 überträgt, auch wenn keine Druckdifferenz vorhanden ist.
Hierzu zeigt die Figur 8 ein Ausführungsbeispiel, bei dem über einen zusätzlichen, mäanderförmig ausgebildeten Bereich 622 des Verlängerungsabschnitts 62 eine zusätzliche Federkraft zur Bereitstellung eines Anpressdrucks bereitgestellt wird. Der mäanderförmig ausgebildete Bereich 622 (Faltenbalg) schließt sich dabei an den Dichtungsabschnitt 61 des Dichtungsstreifens 6 an und geht an seinem anderen Ende in den sich im Wesentlichen in radialer Richtung und in Umfangsrichtung erstreckenden Abschnitt 620 über. Ebenso wie beim Ausführungsbeispiel der Figuren 4-7 ist dabei über einen umgebogenen Endabschnitt 621 eine Nut 64 zur Aufnahme der benachbarten Enden zweier Dichtplatten 5 ausgebildet. Insofern wird auf die Beschreibung der Figuren 4-7 verwiesen.
Die Figuren 9-1 1 zeigen ein alternatives Ausführungsbeispiel, das sich von den Ausführungsbeispielen der Figuren 4 bis 8 dadurch unterscheidet, dass der Verlängerungsabschnitt 62 des Dichtungsstreifens 6 nicht selbst ein Halteelement für die Dichtplatten 5 ausbildet, sondern stattdessen mit einem Halteelement, das als gesondertes Teil ausgebildet ist, verbunden ist. Was den allgemeinen Aufbau der Brennkammer 16, der Leitschaufelsegmente 4 und der Dichtplatten 5 angeht, so wird auf die Beschreibung der Figuren 4 bis 8 verwiesen.
Der Dichtungsstreifen 6 ist ebenso wie bei den Ausführungsbeispielen der Figuren 4 bis 8 durch zwei Abschnitte gebildet, einen Dichtungsabschnitt 61 , der der Abdichtung zweier aneinander angrenzender Plattformen 41 dient, und einen Verlängerungsabschnitt 62, der allerdings kürzer ausgebildet ist. Wie in den Figuren 9 und 10 dargestellt ist, ist bei der äußeren Plattform 41 der Verlängerungsabschnitt 62 U- förmig gebildet, wobei das zurückgebogene Ende des U-förmigen Abschnitts 623 mit einem gesonderten Halteelement 7 verbunden ist. Beispielsweise ist das zurückgebogen Ende des U-förmigen Abschnitts 623 mit dem Halteelement 7 verlötet oder verschweißt.
Das Halteelement 7 entspricht von seiner Form und Haltefunktion den Abschnitten 620, 621 des Halteelements 62 der Figuren 4 bis 8. So umfasst das Halteelement 7 einen sich im Wesentlichen in radialer Richtung und in Umfangsrichtung erstreckenden Abschnitt 70, der flach ausgebildet und an seinem radial äußeren Ende in einem Abschnitt 71 zurückgebogen ist, um hierdurch eine in Umfangsrichtung verlaufenden Nut 72 auszubilden. In die Nut 72 sind die beiden einander angrenzenden Enden zweier Dichtplatten 5 eingeschoben, so dass sie in der Nut 72 gehalten werden. Über den Verlängerungsabschnitt 62 wird dabei ein Anpressdruck bereitgestellt.
Wie in den Figuren 9 und 11 dargestellt ist, ist der Verlängerungsabschnitt 62 bei der inneren Plattform 42 im Wesentlichen radial verlaufend ausgebildet, wobei der Endabschnitt 624 des Verlängerungsabschnitt wiederum mit einem gesonderten Halteteil 7 verbunden ist. Die Verbindung erfolgt beispielsweise über Löten oder Schweißen. Die Ausbildung des Halteteils 7 ist wie in Bezug auf die Figur 10 erläutert.
Es wird darauf hingewiesen, dass in den Figuren 10 und 11 der Dichtungsabschnitt 61 sich ebenso wie in den übrigen Figuren über die gesamte Länge der Nuten 411 , 421 erstreckt und nicht lediglich über den dargestellten kurzen Abschnitt.
Die Figur 12 zeigt ein alternatives Ausführungsbeispiel einer Vorrichtung zur Befestigung von Dichtplatten, das sich von den Ausführungsbeispielen der Figuren 4 bis 11 dadurch unterscheidet, dass das Halteelement für die Dichtplatte 5 nicht durch einen Verlängerungsabschnitt eines Dichtungsstreifens, sondern durch ein gesondertes Befestigungselement 60 bereitgestellt wird, das einen Befestigungsabschnitt 630 und einen Halteabschnitt 640 umfasst. Der allgemeine Aufbau der Vorrichtung entspricht dem der Figur 4, wobei Dichtplatten 5 einen Spalt 8 abdichten, der sich zwischen einer Brennkammer 16 mit einer äußeren Brennkammerwand 161 , Hitzeschindeln 163 sowie einer Wandstruktur 165 einerseits und einer äußeren Plattform 41 mit einer stirnseitigen Nut 411 und einem darin angeordneten Dichtungsstreifen 6 andererseits erstreckt.
Der Befestigungsabschnitt 630 des Befestigungselements 60 ist zusammen mit dem Dichtungsstreifen 6 in der Nut 41 1 der äußeren Plattform 41 (und einer entsprechenden Nut in der Stirnseite der benachbarten Plattform) angeordnet. Dabei weist die Nut 41 1 einen axial vorderen Teilbereich 41 1a auf, der gegenüber einem dazu stromabwärtigen Teilbereich 41 1 b der Nut 41 1 verbreitert ist. In der verbreiterten Nut 411 a sind in Anlage zueinander der Dichtungsstreifen 6 und der Befestigungsabschnitt 630 angeordnet. Der Befestigungsabschnitt 630 wird durch seine Anordnung in der erweiterten Nut 41 1 a an einem Herausfallen gehindert. Dabei kann ein Kraftschluss durch eine Haftreibung des Befestigungsabschnitts 630 gegenüber der Wand der Nut 411a und gegenüber dem Dichtungsstreifen 6 vorliegen. Zusätzlich kann auch ein Formschluss durch eine gebogene Form der Nut 41 1 a in dem Bereich, in dem der Befestigungsabschnitt 630 angeordnet ist, gegeben sein.
Der Halteabschnitt 640 des Befestigungselements 60 erstreckt sich ausgehend von dem Befestigungsabschnitt 630 axial nach vorne und ragt dabei aus der Plattform 41 heraus. Der Halteabschnitt 640 bildet dabei ersten Abschnitt 641 aus, der mit einem gesonderten Halteelement 7 verbunden (zum Beispiel verlötet oder verschweißt) ist, sowie einen zweiten Abschnitt 642 aus, der eine Federkraft auf das gesonderte Halteelement 7 ausübt. Hierzu ist der Abschnitt 642 mäanderförmig gebogen ausgebildet. Der Abschnitt 642 geht in den Befestigungsabschnitt 630 über.
Das Halteelement 7 umfasst ebenso wie beim Ausführungsbeispiel der Figuren 9-1 1 einen sich im Wesentlichen in radialer Richtung und in Umfangsrichtung erstreckenden Abschnitt 70, der flach ausgebildet ist und der an seinem radial äußeren Ende in einem Abschnitt 71 zurückgebogen ist, um hierdurch eine in Umfangsrichtung umlaufende Nut 72 auszubilden. In die Nut 72 sind zwei aneinander angrenzende Enden zweier Dichtplatten 5 eingeschoben. Der Halteabschnitt 640 des Befestigungselements 60 kann entsprechend der Ausgestaltung der Figuren 5 und 7 in Umfangsrichtung breiter ausgebildet sein als der Befestigungsabschnitt 630.
Im Ausführungsbeispiel der Figur 12 ist vorgesehen, dass das Befestigungselement 60 mit einem gesonderten Halteelement 7 verbunden ist, welches die Dichtplatte 5 hält, entsprechend dem Aufbau der Figuren 9-1 1. Alternativ kann jedoch auch ein Aufbau gemäß den Figuren 4-8 vorgesehen sein, in welchem Fall der Halteabschnitt 640 des Befestigungselements 60 direkt mit der Dichtplatte 5 verbunden ist, wobei der Halteabschnitt 640 entsprechend dem Verlängerungsabschnitt der Figuren 4-8 ausgebildet sein kann.
Weiter wird darauf hingewiesen, dass in entsprechender Weise auch an der radial inneren Plattform ein Befestigungselement 60 angeordnet sein kann, das einen Befestigungsabschnitt und einen Halteabschnitt in der beschriebenen Weise umfasst.
Es versteht sich, dass die Erfindung nicht auf die oben beschriebenen Ausführungsformen beschränkt ist und verschiedene Modifikationen und Verbesserungen vorgenommen werden können, ohne von den hier beschriebenen Konzepten abzuweichen. Beispielsweise wurde die Erfindung vorstehend anhand von Ausführungsbeispielen beschrieben, bei denen das angrenzende Bauteil stromaufwärts der Leitschaufelsegmente 4 angeordnet ist und sich der Verlängerungsabschnitt 62 des Dichtungsstreifens 6 dementsprechend axial nach vorne erstreckt. In entsprechender Weise kann vorgesehen sein, dass der Verlängerungsabschnitt sich axial nach hinten erstreckt, um Dichtplatten zu halten, die die Leitschaufelsegmente 4 gegenüber einem stromabwärts an die Leitschaufelsegmente angrenzenden Bauteil abdichten. Des weiteren kann beispielsweise vorgesehen sein, dass der Dichtungsstreifen 6 einen Dichtungsabschnitt 61 und einen Verlängerungsabschnitt 62 nur an der äußeren Plattform 41 oder nur an der inneren Plattform 42 ausbildet statt an beiden Plattformen 41 , 42.
Des Weiteren können beliebige der Merkmale separat oder in Kombination mit beliebigen anderen Merkmalen eingesetzt werden, sofern sie sich nicht gegenseitig ausschließen, und die Offenbarung dehnt sich auf alle Kombinationen und Unterkombinationen eines oder mehrerer Merkmale, die hier beschrieben werden, aus und umfasst diese. Sofern Bereiche definiert sind, so umfassen diese sämtliche Werte innerhalb dieser Bereiche sowie sämtliche Teilbereiche, die in einen Bereich fallen.

Claims

Patentansprüche
1. Vorrichtung zur Befestigung von Dichtplatten (5, 51 , 52) zwischen Bauteilen eines Gasturbinentriebwerks, wobei die Vorrichtung aufweist:
- einen Leitschaufelkranz (400), der eine Mehrzahl von Leitschaufelsegmenten (4) umfasst, wobei
o jedes Leitschaufelsegment (4) eine äußere Plattform (41), eine innere Plattform (42) und mindestens eine Leitschaufel (43) umfasst, o die äußeren Plattformen (41 ) und die inneren Plattformen (42) jeweils zwei benachbarter Leitschaufelsegmente (4) stirnseitig aneinandergrenzen, und
o dabei jeweils zwei Plattformen (41 , 42) stirnseitig über einen Dichtungsstreifen (6) gegeneinander abgedichtet sind, wobei die Plattformen (41 , 42) an ihren Stirnseiten jeweils eine axial verlaufende Nut (41 1 , 42) ausbilden und der Dichtungsstreifen (6) in die Nuten (411 , 421) der Plattformen (41 , 42) eingesetzt ist, und wobei der Dichtungsstreifen (6) sich in den Nuten (411 , 412) vom axial vorderen Ende der Plattformen (41 , 42) zum axial hinteren Ende der Plattformen (41 , 42) erstreckt,
- eine Mehrzahl von Dichtplatten (5, 51 , 52), die die Leitschaufelsegmente (4) gegenüber einem stromaufwärts oder stromabwärts an die Leitschaufelsegmente (4) angrenzenden Bauteil (16) abdichten, dadurch gekennzeichnet, dass im Bereich der äußeren und/oder der inneren Plattformen (41 , 42) die Dichtungsstreifen (6) jeweils einen Dichtungsabschnitt (61) und einen Verlängerungsabschnitt (62) ausbilden, wobei
der Dichtungsabschnitt (61) der Abdichtung zweier aneinander angrenzender Plattformen (41 , 42) dient,
der Verlängerungsabschnitt (62) sich ausgehend von dem Dichtungsabschnitt (61) axial nach vorne erstreckt und aus den Plattformen (41 , 42) herausragt, und
der Verlängerungsabschnitt (62) ein Halteelement für mindestens eine Dichtplatte (5, 51 , 52) ausbildet oder mit einem gesonderten Halteelement (7) verbunden ist.
2. Vorrichtung nach Anspruch 1 , dadurch gekennzeichnet, dass in die Nuten (411 , 421) zweier benachbarter Plattformen (41 , 42) jeweils der Dichtungsabschnitt (61 ) eines Dichtungsstreifens (6) eingesetzt ist, wobei der Verlängerungsabschnitt (62) in stromaufwärtiger Richtung aus den Nuten (411 , 421) herausragt.
3. Vorrichtung nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass der Verlängerungsabschnitt (62) in Umfangsrichtung breiter ausgebildet ist als der Dichtungsabschnitt (61).
4. Vorrichtung nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der Verlängerungsabschnitt (62) einen sich im Wesentlichen in radialer Richtung und in Umfangsrichtung erstreckenden Abschnitt (620) ausbildet, der flach ausgebildet ist.
5. Vorrichtung nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der Verlängerungsabschnitt (62) eine sich in Umfangsrichtung erstreckende Nut (64) ausbildet, die der Halterung und Aufnahme mindestens einer angrenzenden Dichtplatte (5, 51 , 52) dient.
6. Vorrichtung nach Anspruch 5, soweit rückbezogen auf Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, dass der sich im Wesentlichen in radialer Richtung und in Umfangsrichtung erstreckenden Abschnitt (620) an seinem radial äußeren Ende (621 ) zurückgebogen ist und hierdurch eine Nut (64) ausbildet.
7. Vorrichtung nach Anspruch 5 oder 6, dadurch gekennzeichnet, dass der
Verlängerungsabschnitt (62) eine Länge in Umfangsrichtung derart aufweist, dass zwei benachbarte Dichtplatten (51 , 52) in die Nut (64) des Verlängerungsabschnitts (62) einschiebbar sind.
8. Vorrichtung nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der Verlängerungsabschnitt (62) mit einem als gesondertes Teil ausgebildetem Halteelement (7) für mindestens eine Dichtplatte (5, 51 , 52) verbunden ist.
9. Vorrichtung nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, dass das Halteelement (7) einen sich im Wesentlichen in radialer Richtung und in Umfangsrichtung erstreckenden Abschnitt (70) ausbildet, der flach ausgebildet an seinem radial äußeren Ende (71) zurückgebogen ist und hierdurch eine in Umfangsrichtung verlaufenden Nut (72) ausbildet.
10. Vorrichtung nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der Verlängerungsabschnitt (62) federnd ausgebildet ist und eine Federkraft auf mindestens eine der Dichtplatten (5, 51 , 52) ausübt.
11. Vorrichtung nach Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet, dass der Verlängerungsabschnitt (62) einen U-Förmig gebogenen Bereich (623) oder mäanderförmig gebogenen Bereich (622) ausbildet.
12. Vorrichtung nach Anspruch 10 oder 11 , soweit rückbezogen auf Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, dass der Verlängerungsabschnitt (62) federnd ausgebildet ist und eine axial wirkende Federkraft auf das Halteelement (7) ausübt.
13. Vorrichtung nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass an den Dichtplatten (51 , 52) radiale Nasen (510, 520) ausgebildet sind, die diese in Bezug auf die Halteelemente (62, 7) in Umfangsrichtung fixieren.
14. Vorrichtung nach Anspruch 13, dadurch gekennzeichnet, dass die radialen Nasen (510, 520) beabstandet zu den seitlichen Enden der Dichtplatten (51 , 52) ausgebildet sind und an das jeweils benachbarte Halteelement (62, 7) in Umfangsrichtung außen angrenzen.
15. Vorrichtung nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der Leitschaufelkranz (400) ein Turbinen-Leitschaufelkranz ist, wobei die Dichtplatten (5, 51 , 52) dazu ausgebildet sind, den Turbinen-Leitschaufelkranz (400) gegenüber einer stromaufwärts angeordneten Brennkammer (16) abzudichten.
16. Vorrichtung nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Dichtungsstreifen (6) aus einem Metall oder einer Metalllegierung bestehen.
17. Gasturbinentriebwerk, das eine Brennkammer (16) und einen der Brennkammer nachgeordneten Turbinen-Leitschaufelkranz (400) umfasst, gekennzeichnet durch eine Vorrichtung gemäß Anspruch 1 , mit der zwischen der Brennkammer (16) und dem Turbinen-Leitschaufelkranz (400) vorgesehene Dichtplatten (5, 51 , 52) befestigt sind.
18. Vorrichtung zur Befestigung von Dichtplatten (5, 51 , 52) zwischen Bauteilen eines Gasturbinentriebwerks, wobei die Vorrichtung aufweist: einen Leitschaufelkranz (400), der eine Mehrzahl von Leitschaufelsegmenten (4) umfasst, wobei
o jedes Leitschaufelsegment (4) eine äußere Plattform (41), eine innere Plattform (42) und mindestens eine Leitschaufel (43) umfasst, o die äußeren Plattformen (41) und die inneren Plattformen (42) jeweils zwei benachbarter Leitschaufelsegmente (4) stirnseitig aneinandergrenzen, und
o dabei jeweils zwei Plattformen (41 , 42) stirnseitig über einen Dichtungsstreifen (6) gegeneinander abgedichtet sind, wobei die Plattformen (41, 42) an ihren Stirnseiten jeweils eine axial verlaufende Nut (411 , 42) ausbilden und der Dichtungsstreifen (6) in die Nuten (411 , 421) der Plattformen (41 , 42) eingesetzt ist, und wobei der Dichtungsstreifen (6) sich in den Nuten (411 , 412) vom axial vorderen Ende der Plattformen (41, 42) zum axial hinteren Ende der Plattformen (41 , 42) erstreckt,
eine Mehrzahl von Dichtplatten (5, 51 , 52), die die Leitschaufelsegmente (4) gegenüber einem stromaufwärts oder stromabwärts an die Leitschaufelsegmente (4) angrenzenden Bauteil (16) abdichten, dadurch gekennzeichnet, dass im Bereich der äußeren und/oder der inneren Plattformen (41 , 42) jeweils ein Befestigungselement (60) für mindestens eine Dichtplatte (5, 51 , 52) vorgesehen ist, wobei das Befestigungselement (60) die mindestens eine Dichtplatte (5, 51, 52) hält oder mit einem gesonderten Halteelement (7) verbunden ist, das die mindestens eine Dichtplatte (5, 51 , 52) hält, wobei das Befestigungselement (60) aufweist:
einen Befestigungsabschnitt (630), der zusammen mit einem Dichtungsstreifen (6) in den Nuten (411 , 421 ) zweier benachbarter Plattformen (41 , 42) angeordnet und in diesen gehalten ist, und
einen Halteabschnitt (640), der sich ausgehend von dem Befestigungsabschnitt (630) axial nach vorne erstreckt und aus den Plattformen (41 , 42) herausragt, um die mindestens eine Dichtplatte (5, 51 , 52) zu halten oder mit dem gesonderten Halteelement (7) verbunden zu sein.
19. Vorrichtung nach Anspruch 18, dadurch gekennzeichnet, dass der Befestigungsabschnitt (630) lediglich in einem axial vorderen Teilbereich (411a) der Nuten (41 1) angeordnet ist.
20. Vorrichtung nach Anspruch 18 oder 19, dadurch gekennzeichnet, dass axial vordere Teilbereich (411 a) der Nuten (41 1) gegenüber einem stromabwärtigen Bereich (41 1b) der Nuten (411) verbreitert ist.
21. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 18 bis 20, dadurch gekennzeichnet, dass der Halteabschnitt (640) federnd ausgebildet ist und eine Federkraft auf mindestens eine der Dichtplatten (5, 51 , 52) ausübt.
22. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 18 bis 20, dadurch gekennzeichnet, dass der Halteabschnitt (640) federnd ausgebildet ist und eine Federkraft auf das gesonderte Halteelement (7) ausübt, das die mindestens eine Dichtplatte (5, 51 , 52) hält.
23. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 18 bis 22, dadurch gekennzeichnet, dass der Halteabschnitt (640) einen U-Förmig gebogenen Bereich oder einen mäanderförmig gebogenen Bereich (642) ausbildet.
24. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 18 bis 23, dadurch gekennzeichnet, dass der Halteabschnitt (640) in Umfangsrichtung breiter ausgebildet ist als der Befestigungsabschnitt (630).
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