WO2020234007A1 - Vorrichtung zur abdichtung eines spalts zwischen zwei bauteilen einer turbine eines gasturbinentriebwerks - Google Patents

Vorrichtung zur abdichtung eines spalts zwischen zwei bauteilen einer turbine eines gasturbinentriebwerks Download PDF

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WO2020234007A1
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sealing element
leg
turbine
fastening
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Knut Lehmann
Thomas Schiessl
Christian Kern
Christian Wunderlich
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Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg
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Definitions

  • the invention relates to a device for sealing a gap between two components of a turbine of a gas turbine engine according to the preamble of claim 1.
  • the turbine guide vane segments of a turbine guide vane ring have sealing edges (so-called “chordal seals”) running in a straight line in the circumferential direction, which ideally each rest along a straight line on a flat surface of the adjacent liner segment.
  • chordal seals sealing edges
  • deformations of the sealing edge and / or deformations of the flat surface of the adjacent liner segment on which the sealing edge rests and also relative movements between the adjacent components can result in small gaps or openings that impair the sealing function. Because of the high pressure drop across the gap, even small gaps can lead to considerable leakage losses, which must be avoided.
  • the present invention is based on the object of providing a device for sealing a gap between two components of a turbine of a gas turbine engine that provides an improved seal between the two components.
  • the invention relates to a device for sealing a gap between components of a turbine of a gas turbine engine, which comprises a turbine guide vane ring having a plurality of turbine guide vane segments, each turbine guide vane segment comprising an outer platform and at least one guide vane, and wherein the outer platform has a radially extending first wall which is provided at its radially outer end with a sealing edge running in a straight line in the circumferential direction.
  • the device further comprises a component adjoining the outer platform of the turbine guide vane segment downstream, which component has a radially extending second wall which in the axial direction directly adjoins the first wall of the outer platform and forms a flat surface towards the first wall .
  • the gap to be sealed runs between the radially extending first wall of the outer platform and the radially extending second wall of the adjacent component.
  • a longitudinally extending, in cross-section L-shaped sealing element which has two rectilinear first and second legs arranged perpendicular to each other, the sealing element with its first leg with axial play and radial play with the outer platform or with its second leg is connected to the adjacent component with axial play and radial play.
  • the first leg rests on the sealing edge of the first wall that runs in a straight line in the circumferential direction, and the second leg rests on the flat surface of the second wall.
  • the L-shaped sealing element is pressed firmly against the sealing edge of the first wall and the flat surface of the second wall.
  • the present invention is based on the finding that by providing an L-shaped sealing element that is loose, i.e. H. is attached with an axial play and a radial play, and which rests with its one leg on the sealing edge and rests with its other leg on the flat surface of the adjacent wall, the gap extending between the two components can be sealed safely and reliably.
  • the axial play and radial play of the attachment of the L-shaped sealing element provides the necessary flexibility so that the sealing element can adapt to relative movements between the outer platform and the adjoining component or associated relative movements between the two radially extending walls, so that the The occurrence of gaps or openings along the sealing surface is prevented and the sealing function is maintained despite such relative movements.
  • the simultaneous implementation of an axial play and a radial play also allows the L-shaped sealing element to tilt or pivot to a certain extent about its longitudinal axis, so that tilting of the two adjacent components can also be compensated for.
  • the L-shaped sealing element is elastic in such a way that elastic deformations of the first wall and / or the second wall, which can occur during the operation of the gas turbine engine, can be compensated for at least to a certain degree, whereby the Sealing function between the two components is further improved.
  • An elastic one Deformability of the L-shaped sealing element can result from the material of the sealing element without any special measures.
  • the L-shaped sealing element is designed as a metal sheet, the thickness and ductile properties of which are dimensioned in such a way that such deformability automatically exists.
  • the term L-shaped sealing element according to the present invention is to be understood in such a way that the two legs of the sealing element that form the “L” can of course have a different width, but also the same width. It is further pointed out that the L-shaped sealing element has a first straight leg and a second straight leg, which are arranged perpendicular to one another, but this does not preclude the L-shaped sealing element from forming further surfaces. For example, it can be provided that a further surface protrudes vertically and radially downward from the first leg. The L-shape is thus contained in the sealing element, but can be supplemented by other shapes in design variants.
  • the L-shaped sealing element is connected along its length at several fastening points with axial play and radial play with the outer platform or with the adjacent component.
  • the L-shaped sealing element is thus fastened at certain points by means of corresponding fastening elements.
  • a consequence of the loose fastening of the L-shaped sealing element, provided with axial play and radial play, by means of spaced fastening points is an additional tiltability of the sealing element about an axis which runs transversely to its longitudinal axis.
  • the L-shaped sealing element is fastened to the radially extending wall of the outer platform by means of at least two fastening elements.
  • the fastening elements are designed as metal tabs which are each fastened to the first wall with an elongated section and, starting from the elongated section, form a substantially closed loop that extends through a recess in the first leg with axial play and radial play , wherein the recess is formed in a region of the L-shaped leg which protrudes axially forwards with respect to the sealing edge.
  • the L-shaped sealing element is fastened to the radially extending wall of the adjoining component via at least two fastening elements.
  • the fastening elements each reach through a recess formed in the second leg with axial play and radial play and are connected to the second wall.
  • the fastening elements are designed, for example, as pins, bolts or rivets, it being possible for the respective fastening element to have a head that is larger than the recess so that the second leg is axially secured to the second wall.
  • the outer platforms of the turbine guide vane segments each form an axially extending groove on their end faces and a sealing strip is inserted into the grooves of two adjacent platforms, which is used to seal two adjacent outer platforms.
  • Such sealing strips are known per se.
  • the sealing strip forms a fastening section in the downstream direction which protrudes from the grooves, the fastening section forming a holding element via which the first leg is fixed in the radial direction on the first wall.
  • the L-shaped sealing element is thus fastened to the first wall via an extension of the sealing strip which protrudes from the grooves and is designed as a fastening section.
  • a radial play can be provided in that the retaining element of the fastening section is resilient and thus exerts a spring force on the first leg of the L-shaped sealing element, which presses it from above onto the sealing edge of the first wall while providing a radial play .
  • the fastening section of the sealing strip forms two holding elements, via which the two L-shaped sealing elements of two adjacent outer platforms are each fastened at one of their ends to the first wall of the respective outer platform.
  • one of the two holding elements that the fastening section of a sealing strip forms is used to fasten one end of an L-shaped sealing element.
  • the fastening section is overall roof-shaped, with the two holding elements extending at an angle of less than 180 ° to one another. The roof-shaped configuration provides a spring force which the holding elements exert on the respective sealing element in a simple manner.
  • the holding elements of the fastening section of the respective sealing strip are, for example, rectangular.
  • first legs each form a widened area at their ends, on which the respective holding element rests. This ensures a reliable connection between the holding element of the fastening section and the leg.
  • the ends of the first legs each have a slot through which the fastening section runs, the slot having a greater thickness than the fastening section to provide axial play.
  • the fastening section secures the holding element in the axial direction with respect to the first wall. Because the slot through which the fastening section runs has a width which is greater than the thickness of the fastening section, the fastening section can move in the axial direction in this slot, so that axial play is provided.
  • the L-shaped sealing element is part of a triangular carrier, the L-shaped sealing element forming the base of the triangular carrier and the two other sides of the triangular carrier being formed by two connecting webs which extend obliquely from the two ends of the L-shaped sealing element extend axially forward and which are attached at their connection point with an axial play on a fastening element of the outer platform.
  • This fastening element is, for example, a fastening element which is used to fasten sealing plates which are arranged between the outer platform and an upstream combustion chamber.
  • a further variant of the invention combines this exemplary embodiment with the exemplary embodiment in which the sealing strip is inserted between two outer platforms adjoining one another in the circumferential direction for fastening the L-shaped sealing element.
  • it is L-shaped Sealing element fastened to the fastening element of the outer platform via the triangular support with axial play and to the first wall with radial play via retaining tabs of the fastening sections.
  • At least one of the legs of the L-shaped sealing element has one or more cutouts. These can serve, for example, to keep cooling air bores that are formed in the adjacent component free.
  • the turbine guide vane ring designed according to the present invention is, according to one embodiment, the turbine guide vane ring of the first turbine stage of the high-pressure turbine arranged behind the combustion chamber of the gas turbine engine.
  • the present invention is not reduced to this, since the problem of sealing gaps also exists between other components of a turbine.
  • the adjoining component is, for example, a liner segment connected to the outer housing of the high pressure turbine, which delimits the flow path through the high pressure turbine in the area of the rotor of the first turbine stage radially on the outside.
  • a liner segment typically has a starting material adjacent to the flow path, into which the rotor blades of the rotor blade ring of the turbine stage can work in order to minimize a gap.
  • the present invention relates to a gas turbine engine with a device according to claim 1.
  • x indicates the axial direction
  • r the radial direction
  • cp 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” refer 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 comprise an engine core comprising a turbine, a combustion chamber, a compressor, and a core shaft connecting the turbine to the compressor.
  • 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 transmission can be arranged to be driven only by the core shaft which is configured to rotate (e.g. in use) at the lowest speed (e.g. only the first core shaft and not the second core shaft in the above example) will.
  • 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 can be defined with a radial span extending from a root (or hub) at a radially inward gas overflow location or extends at a position of a 0% range to a peak at a position of a 100% range.
  • 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 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). These ratios 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 of course, relates 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 1 10 inches), 290 cm (about 1 15 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.
  • the speed of the fan under constant speed conditions can be used for an engine with a fan diameter in the range from 320 cm to 380 cm in the range from 1200 rpm to 2000 rpm, for example in the range from 1300 rpm to 1800 rpm, for example in the range from 1400 rpm min to 1600 rpm.
  • the fan When the gas turbine engine is in use, the fan (with associated fan blades) rotates about an axis of rotation. This rotation causes the tip of the fan blade to move at a speed Uspi tze .
  • a blower peak load can be used as dH / Us Pit ze 2 are defined where dH (the average 1-D Enthalpieanieri for example) is the Enthalpieanmination via the fan away and USPI Tze the (translational) speed of the fan tip, for example at the front edge of the Tip, is (which as the fan tip radius at the front edge multiplied by the
  • 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 KV (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 expressed as the ratio of the back pressure upstream of the fan to the back pressure at the outlet of the super 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. Under constant speed conditions, the specific thrust of an engine described and / or claimed here may be less than (or in the order of magnitude of): 1 10 Nkg _1 s, 105 Nkg _1 s, 100 Nkg _1 s, 95 Nkg _1 s, 90 Nkg _1 s, 85 Nkg- 1 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 (lie).
  • 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 lie 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 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 can include a fixation device that can engage a corresponding slot in the hub (or disc).
  • a fixing device can be in the form of a dovetail which can be inserted into a corresponding slot in the hub / disc and / or brought into engagement therewith in order to fix the fan blade to the hub / disc.
  • 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 position such a blisk or bling.
  • at least a portion 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 this Areas 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 mean standard atmospheric conditions at an altitude that is in the range of 10,000 m to 15,000 m, for example in the range of 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 from 10,500 m to 11,500 m, for example in the range from 10,600 m to 1 1,400 m, for example in the range from 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 1,100 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 in which the present invention may be implemented
  • FIG. 2 shows a section of a gas turbine engine which comprises the downstream region of the combustion chamber and the adjoining first turbine stage of the high pressure turbine, the first turbine stage having a turbine guide vane ring with an outer platform and a liner segment adjoining the outer platform in the flow direction, wherein a gap extending radially between these two components is sealed by an L-shaped sealing element;
  • FIG. 3 shows, in a schematic and perspective illustration, an embodiment variant of an L-shaped sealing element and its attachment to a radially extending wall of an outer blade platform;
  • FIG. 4 shows the variant embodiment of FIG. 3 in a side view
  • FIG. 5 shows a further schematic and perspective illustration
  • FIG. 6 shows the variant embodiment of FIG. 5 in a side view
  • Figure 7 is a perspective view of an embodiment in which a
  • L-shaped sealing element according to Figures 3 and 4 for sealing a Gap is provided between a radially extending wall of an outer vane platform and a radially extending wall of a liner segment;
  • Figure 8 is a perspective view of a further embodiment in which a
  • L-shaped sealing element is provided for sealing a gap between a radially extending wall of an outer blade platform and a radially extending wall of a liner segment, the L-shaped sealing element being fastened to the radially extending wall of the outer blade platform by a fastening section of a sealing strip ;
  • FIG. 9 shows the exemplary embodiment of FIG. 8 in a side sectional view
  • Figure 10 shows the embodiment of Figure 8 with an enlarged view of the
  • Figure 11 shows the illustration of Figure 10 in a side sectional view
  • Figure 12 is a perspective view in the circumferential direction of the L-shaped
  • FIG. 13 shows a perspective view from the front of the L-shaped sealing element and a fastening section according to FIG. 8, by means of which it is fastened to the radially extending wall of the outer vane platform;
  • FIG. 14 shows a further perspective view of the L-shaped sealing element and one
  • FIG. 15 shows a further representation according to FIG. 10 in a perspective, partially sectioned view
  • FIG. 16 shows a perspective illustration of the connection between a retaining element of a fastening section of a sealing strip and an enlarged end region of the first leg of the L-shaped sealing element
  • FIG. 17 shows a perspective illustration of an exemplary embodiment according to FIG. 8, two turbine guide vane segments adjoining one another in the circumferential direction being shown;
  • FIG. 18 shows an embodiment of an L-shaped sealing element in perspective
  • FIG. 19 shows a further exemplary embodiment of an L-shaped sealing element in a perspective view
  • FIG. 20 shows a further exemplary embodiment of an L-shaped sealing element in a perspective view
  • FIG. 21 shows a further exemplary embodiment of an L-shaped sealing element in a perspective view
  • FIG. 22 shows a further exemplary embodiment of an L-shaped sealing element in a perspective view
  • Figure 23 shows a perspective view of another embodiment in which a
  • L-shaped sealing element is provided for sealing a gap between a radially extending wall of an outer blade platform and a radially extending wall of a liner segment, the L-shaped sealing element being part of a triangular carrier.
  • 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 order, 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.
  • the bypass air flow 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 it.
  • the core air flow A is accelerated and compressed by the low pressure compressor 14 and directed into the high pressure compressor 15 where further compression takes place.
  • 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 here may alternatively be known as the “medium pressure turbine” and “medium pressure compressor”.
  • the fan 23 may be referred to as a first compression stage or 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.
  • Thrusters apply in which the flow through the bypass duct 22 and the flow through the core 11 are mixed or combined in front of (or upstream) a single nozzle, which may be referred to as a mixed flow nozzle.
  • 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 sealing of a gap is important that runs in the first turbine stage of the floch pressure turbine 17 between the outer platform of the turbine guide vane segments of the turbine guide vane ring and the liner segments arranged downstream.
  • FIG. 2 shows in a sectional illustration a section of the core engine of a gas turbine engine, the illustrated section - in relation to the direction of flow - the rear section of a combustion chamber 16, a turbine guide vane segment 4 of a turbine guide vane ring 400 directly adjoining the combustion chamber 16, and a rotor blade 31 of a turbine blade ring 310 shows.
  • the guide vane ring 400 and the rotor blade ring 310 form a turbine stage of the high-pressure compressor 17.
  • the combustor 16 includes an outer combustor wall 161 and an inner combustor wall 162, the terms “outer” and “inner” referring to the main flow path 24 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 included in a corresponding manner 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.
  • 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.
  • Each turbine guide vane segment 4 of the turbine guide vane ring 400 comprises an outer platform 41 which delimits the main flow path 24 through the core engine radially on the outside, an inner platform 42 which delimits the main flow path 24 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.
  • the individual turbine guide vane segments 4 adjoin one another at their platforms 41, 42 on the end face in the circumferential direction.
  • a groove 41 1, 421 running essentially in the axial direction is formed in the end face of the platform.
  • the grooves 41 1, 421 each serve to receive a sealing strip (not shown in FIG. 2), which likewise runs essentially in the axial direction in the grooves 41 1, 421 and thereby two radially inner platforms 42 or two radially outer platforms 41, which abut one another at the front, are sealed against one another.
  • Such grooves 41 1, 421 and sealing strips arranged in these are known per se.
  • a plurality of sealing plates 32 are provided, each of which is elongated and forms an arc of a circle.
  • the sealing plates 32 are e.g. is held by rivets that are fastened to fastening projections 44 of the respective platform 41, 42 and provided with a contact pressure by means of spring elements.
  • the blades 31 of the turbine blade ring 310 are driven by the high pressure shaft of the gas turbine engine.
  • the flow path 24 is through the high pressure turbine 17 bounded radially on the outside by so-called liner segments 6, which are arranged downstream of the outer platforms 41 of the turbine guide vane segment 4.
  • the liner segments 6 are segmented in accordance with the turbine guide vane segments 4 and also adjoin one another in the circumferential direction.
  • the liner segments 6 are connected to an outer casing 33 of the high-pressure turbine 17 and are structurally held by this.
  • the liner segments 6 have a starting material 60 which delimits the flow path 24 through the high pressure turbine 17.
  • the rotor blades 31 of the rotor blade ring 310 of the high-pressure turbine 17 are designed without a shroud, so that the blade tips are spaced apart by a gap and face the outer flow path limitation. This gap can be minimized by providing a starting material 60 into which the blade tips can work.
  • the outer platform 41 has a radially extending first wall 5 at its downstream end, which is provided at its radially outer end with a sealing edge running in a straight line in the circumferential direction, as in relation to the other figures will be explained in more detail.
  • the liner segment 6 comprises a radially extending second wall 7 at its upstream end, the two radially extending walls 5, 7 directly adjoining one another in the axial direction.
  • a gap 57 also extends in the radial direction between the outer platform 41 and the liner segment 6, namely between the radially extending wall 5 of the outer platform 41 and the likewise radially extending wall 7 of the liner segment 6.
  • This gap connects the main flow path 24 through the high-pressure turbine 17 with a flow area, also referred to as “secondary flow area”, which is located radially outside the main flow path 24 and in which bleed air flows, which is used to cool components of the high-pressure turbine 17. It applies here that the pressure of the bleed air is significantly higher than the pressure of the gas in the main flow path 24.
  • the pressure difference can be up to 10 bar, for example. Accordingly, a very high pressure is applied across the gap 57.
  • a longitudinally extending sealing element 8 with an L-shaped cross-section is provided which, with axial play and radial play on the outer platform 41 or its radially extending wall 5, or with axial play and radial play on the liner segment 6 or whose radially extending wall 7 is attached. Exemplary embodiments for this are shown in FIGS. 3 to 23.
  • Figures 3 and 4 show in a perspective view and in a side view schematically a first embodiment for sealing a gap 57 which runs between a first radially extending wall 5 and a second radially extending wall 7, the walls 5, 7 according to 2 are part of the outer platform 41 of a turbine guide vane segment 4 or a liner segment 6.
  • the wall 5 has a sealing edge 51 at its radially outer end.
  • the sealing edge 51 extends over the length of the turbine guide vane segment in a straight line in the circumferential direction. It is therefore not curved. This serves to provide a straight line of contact with the adjacent wall 7 around which a tilting movement can take place.
  • the adjoining wall 7 has a flat surface 70 towards the wall 5.
  • the gap 57 which is to be sealed, runs between the wall 5 and the wall 7.
  • a longitudinally extending sealing element 8 with an L-shaped cross section is provided.
  • This comprises two longitudinally extending legs 81, 82 which are arranged perpendicular to one another.
  • the two legs 81, 82 have a different width, although this is not necessarily the case.
  • the leg 81 is made wider and comprises an area 81 1 in which the leg 81 rests on the sealing edge 51, and an area 812 in which the leg 81 protrudes from the sealing edge 51.
  • the L-shaped sealing element 8 is fastened along its length at two spaced apart fastening points P by means of metal tabs 90 on the first wall 5.
  • the metal tabs 90 each have an elongated section 91 which is fastened to the wall 5, for example welded to it. Starting from the elongated section 91, the metal tab 90 forms an essentially closed loop 92 which extends through a recess 83 in the first leg 81 of the sealing element 8.
  • the Recess 83 is at least partially formed in the area 812 of the leg 81, which protrudes axially forwards with respect to the sealing edge 51.
  • the recess 83 is designed in such a way that it has a width in the axial direction which is greater than the thickness of the metal tab 90. This has the effect that the L-shaped sealing element 8 is movable in the axial direction with respect to the metal tab 90, with others Words is attached to the wall 5 with axial play.
  • a radial play of the fastening is provided in that the loop 92 allows a certain radial movement of the leg 81 within the loop 92.
  • the attachment via the metal tabs 90 thus provides both axial play and radial play of the attachment.
  • Figures 5 and 6 show in a perspective view and in a side view schematically a further embodiment for sealing a gap 57 which runs between a first radially extending wall 5 and a second radially extending wall 7, the walls 5, 7 according to 2 are part of the outer platform 41 of a turbine guide vane segment 4 or a liner segment 6.
  • the L-shaped sealing element 8 is attached along its length at two spaced fastening points P by fastening elements on the second wall 7, the fastening in the embodiment of Figures 5 and 6 via the second Leg 82 takes place.
  • the second leg 82 is made wider than the first leg 81.
  • two elongated recesses 84 extending in the radial direction are provided in the leg 82.
  • An elongated fastening element 95 which is designed, for example, as a bolt or rivet, extends through each of the recesses 84.
  • the fastening element 95 has a head 96, the diameter of which is greater than the width of the recess 84, so that the leg 82 cannot detach itself from the wall 70 despite an axial play.
  • the head 96 is arranged at a certain axial distance from the wall 70.
  • the elongated recess 84 has a length that is greater than the diameter of the fastening element 95, so that the leg 82 and thus the L-shaped sealing element 8 can be displaced radially in the elongated recess 84 .
  • FIG. 7 shows a perspective view of an exemplary embodiment in which an L-shaped sealing element 8 in the configuration of FIGS. 3 and 4 is arranged to seal the gap between the outer platform 41 and the liner segment 6 Description of Figure 2 is referenced.
  • the second leg 82 forms a recess 85 in its central region.
  • FIGS. 8 to 17 show a further exemplary embodiment, which provides a different type of fastening of the L-shaped sealing element 8 with the same structure of the radially outer blade platform 41 and the liner segment 6 as in FIGS.
  • FIGS. 8 and 9 show the overall arrangement in a perspective view and in a sectional view
  • FIGS. 10 to 17 show the type of fastening in an enlarged representation and in numerous perspective views.
  • sealing strips 90 are inserted into the axially extending grooves 41 1, 421 formed on the end faces of the platforms 41, 42 and serve to hold two platforms 41, 42 adjacent to one another in the circumferential direction against one another to seal. It is provided that the sealing strip 90, which extends in the outer platform 41, forms a fastening section 91 in the downstream direction, which the grooves 41 1 protrudes. This fastening section 91 is used to fasten the L-shaped sealing element 8.
  • the sealing strip 90 thus fulfills two functions, on the one hand the function of sealing two adjacent platforms 41 and on the other hand the function of fastening the L-shaped sealing element 8 in its fastening section 91. To explain the further components of FIGS. 8 and 9, reference is made to the description of FIG.
  • Figures 10 and 11 show a perspective view and a sectional view of the fastening section 91 and the L-shaped sealing element 8 in an enlarged representation.
  • the fastening section 91 comprises two essentially rectangular holding elements 92 which protrude in opposite directions and which together form a roof-shaped structure in the axial view from the front.
  • a holding element 92 in each case exerts a spring force on the end of a first leg 81 of an L-shaped sealing element 8.
  • the two holding elements 92 of a fastening section 91 each hold the ends of two sealing elements 8, which are arranged in turbine guide vane segments 4 that are adjacent to one another.
  • the holding elements 92 are designed to be resilient, so that they exert a spring force on the first leg 81, whereby the leg 81 is pressed onto the sealing edge 51 of the wall 5 from above while providing a radial play.
  • the size of the radial play is determined by the extent to which the holding element 92 can be bent radially outward as a maximum.
  • the L-shaped sealing element 8 furthermore forms a region 83 which is folded down radially and which - in relation to the length of the sealing element 8 - is formed in the central region of the sealing element 8. This can for example serve to stiffen the sealing element 8.
  • a recess 85 is provided in the middle region of the leg 82.
  • the leg 81 has a slot 814 at each of its ends through which the fastening section 91 runs before it forms the two holding elements 92 which are arranged in a roof-shaped manner relative to one another at its end. This can be seen in the perspective detailed representations of FIGS. 12-14.
  • the slot 814 has a width in the axial direction which is greater than the thickness of the fastening section 91. This has the effect that the leg 81 can be displaced in the axial direction with respect to the fastening section 91, the width of the slot 814 specifying the maximum axial displaceability.
  • the L-shaped sealing element 8 is attached to its leg 81, thus providing both axial play and radial play on the wall 5 of the outer platform 41 .
  • the leg 81 forms a widened area 810 at each of its two ends, on which the respective holding element 92 rests.
  • a comparatively wide holding element 92 can be used that has sufficient structural strength to securely fasten the leg 81 and thus the L-shaped sealing element 8 to the wall 5.
  • FIGS. 15 and 16 additionally show a sectional illustration of the overall arrangement and a perspective detailed illustration of the connection between the holding element 92 and the widened area 810 of the leg 81 of the sealing element 8.
  • FIG. 17 shows a perspective view of two turbine guide vane segments 4, 4a adjoining one another in the circumferential direction and liner segments 6, 6a adjoining them in the direction of flow, two L-shaped sealing elements 8, 8a sealing a gap between the respective components in the manner described serve. It can be seen that the two holding elements 92 of a fastening section of a sealing strip fix the respective end of two adjacent sealing elements 8, 8a on the wall 5.
  • Figures 18 to 22 show different design variants of an L-shaped sealing element 8.
  • the basic structure with a first straight leg 81 and a second straight leg 82 which is perpendicular to the first leg 81 is always given.
  • the structure of the sealing element 8 in FIG. 18 corresponds to the structure of the sealing element 8 in FIGS. 8 to 16.
  • the leg 82 widens towards its center, with a recess 85 additionally being provided in the central area. This serves to keep cooling air holes in the liner segment free.
  • the leg 81 has slots 814 at its ends for axially fixing the sealing element 8.
  • the leg 81 has a vertically protruding, radially downwardly pointing section 83 in the central region.
  • the first leg 81 is narrower than in the exemplary embodiment in FIG. 18 and has no perpendicularly protruding area 83.
  • a recess 86 in the central region of the limb 82 does not completely interrupt the limb 82, but is designed as an opening which is delimited radially on the outside by a web 821.
  • the recess 86 is replaced by a plurality of holes 87 in the leg 82 which form a type of perforation.
  • the leg 82 is formed over the entire surface, without a cutout or perforations.
  • FIG. 22 shows an exemplary embodiment in which the L-shaped sealing element 8 is part of a triangular support 800.
  • the triangular support 800 comprises, in addition to the L-shaped sealing element 8, which forms the base of the triangular support 800, two connecting webs 810, 820, which extend obliquely axially forward from the two ends of the first leg 81 of the L-shaped sealing element 8 and are connected to one another at a connection point 830 which forms a fastening element 835.
  • FIG. 23 shows the arrangement of such a triangular support 800 in the outer platform 41. It is provided that the fastening element 835 of the triangular support 800 is connected via a rivet 45 or other fastening means with axial play on a fastening projection 44 of the outer platform 41, which is also used to fasten sealing plates, see FIG stable axial fixing of the L-shaped sealing element 8.
  • the design of slots 814 in the leg 81 for axially fixing the L-shaped sealing element 8 according to FIGS. 12, 14, 16 and 18 to 22 is still possible, but no longer necessary.

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Abstract

Die Erfindung betrifft eine Vorrichtung zur Abdichtung eines Spalts (57) zwischen zwei Bauteilen (4, 6) einer Turbine eines Gasturbinentriebwerks. Die Vorrichtung weist auf: einen Turbinen-Leitschaufelkranz (400) mit einer Mehrzahl von Turbinen-Leitschaufelsegmenten (4), wobei jedes Turbinen-Leitschaufelsegment (4) eine äußere Plattform (41) mit einer sich radial erstreckenden ersten Wand (5) aufweist, die mit einer gradlinig verlaufenden Dichtkante (51) versehen ist; und ein jeweils stromabwärts an die äußere Plattform (41) angrenzendes Bauteil (6), das eine sich radial erstreckende zweite Wand (7) aufweist, die eine plane Fläche (70) ausbildet. Dabei verläuft der abzudichtende Spalt (57) zwischen der ersten Wand (5) und der zweiten Wand (7). Es ist ein sich längs erstreckendes, im Querschnitt L-förmiges Dichtelement (8) vorgesehen, das zwei jeweils geradlinig verlaufende und senkrecht zueinander angeordnete erste und zweite Schenkel (81, 82) aufweist, wobei das Dichtelement (8) mit seinem ersten Schenkel (81) mit Axialspiel und Radialspiel mit der äußeren Plattform (41) oder mit seinem zweiten Schenkel (82) mit Axialspiel und Radialspiel mit dem angrenzenden Bauteil (6) verbunden ist, wobei zur Abdichtung des Spalts (57) der erste Schenkel (81) auf der in Umfangsrichtung gradlinig verlaufenden Dichtkante (51) der ersten Wand (5) aufliegt und der zweite Schenkel (82) an der planen Fläche (70) der zweiten Wand (7) anliegt.

Description

Vorrichtung zur Abdichtung eines Spalts zwischen zwei Bauteilen einer Turbine eines Gasturbinentriebwerks
Beschreibung
Die Erfindung betrifft eine Vorrichtung zur Abdichtung eines Spalts zwischen zwei Bauteilen einer Turbine eines Gasturbinentriebwerks gemäß dem Oberbegriff des Patentanspruchs 1 .
In der Hochdruckturbine eines Gasturbinentriebwerks ist es erforderlich, in der ersten Turbinenstufe hinter der Brennkammer einen Spalt abzudichten, der sich zwischen der radial äußeren Plattform des Turbinen-Leitschaufelkranzes und dem sich in Strömungsrichtung daran anschließenden Linersegment erstreckt, wobei das Linersegment im Bereich des Turbinen-Laufschaufelkranzes der ersten Turbinenstufe den Hauptströmungspfad durch das Gasturbinentriebwerk radial außen begrenzt. Über einem solchen Spalt liegt in radialer Richtung ein erheblicher Druckabfall in Höhe von beispielsweise bis zu 10 bar vor, der sich aus dem Druckunterschied zwischen der unter einem geringeren Druck stehenden Luft im Hauptströmungspfad und unter einem höheren Druck stehender Zapfluft ergibt, die radial außen des Hauptströmungspfads strömt und insbesondere zur Kühlung der Hochdruckturbine eingesetzt wird. Daher ist eine effiziente Abdichtung eines solchen Spalts von großer Bedeutung.
Um eine solche Abdichtung bereitzustellen, ist es bekannt, dass die Turbinen- Leitschaufelsegmente eines Turbinen-Leitschaufelkranzes in Umfangsrichtung gradlinig verlaufenden Dichtkanten (sogenannte„chordal seals“) aufweisen, die im Idealfall jeweils entlang einer geraden Linie an einer planen Fläche des angrenzenden Linersegments anliegen. Jedoch besteht das Problem, dass bei Deformationen der Dichtkante und/oder Deformationen der planen Fläche des angrenzenden Linersegments, an dem die Dichtkante anliegt, und ebenso bei Relativbewegungen zwischen den aneinander angrenzenden Komponenten kleine Spalte bzw. Öffnungen entstehen können, die die Dichtfunktion beeinträchtigen. Wegen des hohen Druckabfalls über dem Spalt können schon kleine Spalte zu erheblichen Leckageverlusten führen, die zu vermeiden sind.
Vergleichbare Probleme können sich auch bei anderen Turbinenstufen ergeben.
Der vorliegenden Erfindung liegt die Aufgabe zu Grunde, eine Vorrichtung zur Abdichtung eines Spalts zwischen zwei Bauteilen einer Turbine eines Gasturbinentriebwerks zur Verfügung zu stellen, die eine verbesserte Dichtung zwischen den beiden Bauteilen bereitstellt.
Diese Aufgabe wird durch eine Vorrichtung mit den Merkmalen des Anspruchs 1 gelöst. Ausgestaltungen der Erfindung sind in den abhängigen Ansprüchen angegeben.
Danach betrifft die Erfindung eine Vorrichtung zur Abdichtung eines Spalts zwischen Bauteilen einer Turbine eines Gasturbinentriebwerks, die einen Turbinen- Leitschaufelkranz umfasst, der eine Mehrzahl von Turbinen-Leitschaufelsegmenten aufweist, wobei jedes Turbinen-Leitschaufelsegment eine äußere Plattform und mindestens eine Leitschaufel umfasst, und wobei die äußere Plattform eine sich radial erstreckende erste Wand aufweist, die an ihrem radial äußeren Ende mit einer in Umfangsrichtung gradlinig verlaufenden Dichtkante versehen ist. Die Vorrichtung umfasst des Weiteren ein jeweils stromabwärts an die äußere Plattform des Turbinen- Leitschaufelsegments angrenzendes Bauteil, das eine sich radial erstreckende zweite Wand aufweist, die in axialer Richtung unmittelbar an die erste Wand der äußeren Plattform angrenzt und zur ersten Wand hin eine plane Fläche ausbildet. Der abzudichtende Spalt verläuft zwischen der sich radial erstreckenden ersten Wand der äußeren Plattform und der sich radial erstreckenden zweiten Wand des angrenzenden Bauteils.
Gemäß der Erfindung ist ein sich längs erstreckendes, im Querschnitt L-förmiges Dichtelement vorgesehen, das zwei jeweils geradlinig verlaufende und senkrecht zueinander angeordnete erste und zweite Schenkel aufweist, wobei das Dichtelement mit seinem ersten Schenkel mit Axialspiel und Radialspiel mit der äußeren Plattform oder mit seinem zweiten Schenkel mit Axialspiel und Radialspiel mit dem angrenzendes Bauteil verbunden ist. Zur Abdichtung des Spalts liegt der erste Schenkel auf der in Umfangsrichtung gradlinig verlaufenden Dichtkante der ersten Wand auf und liegt der zweite Schenkel an der planen Fläche der zweiten Wand an. Dabei wird beim Betrieb des Gasturbinentriebwerks, wenn über dem abzudichtenden Spalt ein Druckabfall herrscht, das L-förmiges Dichtelement fest an die Dichtkante der ersten Wand und die plane Fläche der zweiten Wand gedrückt.
Die vorliegende Erfindung beruht auf der Erkenntnis, dass durch Bereitstellung eines L- förmigen Dichtelements, das lose, d. h. mit einem Axialspiel und einem Radialspiel befestigt ist, und das mit seinem einen Schenkel auf der Dichtkante aufliegt und mit seinem anderen Schenkel an der planen Fläche der angrenzenden Wand anliegt, der sich zwischen den beiden Bauteilen erstreckende Spalt sicher und zuverlässig abdichten lässt. Dabei stellt das Axialspiel und Radialspiel der Befestigung des L-förmigen Dichtelementes die notwendige Flexibilität bereit, damit sich das Dichtelement an Relativbewegungen zwischen der äußeren Plattform und dem angrenzenden Bauteil bzw. damit einhergehende Relativbewegungen zwischen den beiden sich radial erstreckenden Wänden anpassen kann, so dass das Auftreten von Spalten bzw. Öffnungen entlang der Dichtfläche verhindert wird und die Dichtfunktion trotz solcher Relativbewegungen beibehalten bleibt. Dabei wird darauf hingewiesen, dass durch die gleichzeitige Realisierung eines Axialspiels und eines Radialspiels auch eine Verkippung bzw. Verschwenkung des L-förmigen Dichtelements um seine Längsachse in gewissem Maße möglich ist, so dass auch Verkippungen der beiden aneinander angrenzenden Bauteile ausgeglichen werden können.
Darüber hinaus kann vorgesehen sein, dass das L-förmige Dichtelement derart elastisch ausgebildet ist, dass elastische Verformungen der ersten Wand und/oder der zweiten Wand, die beim Betrieb des Gasturbinentriebwerks auftreten können, zumindest bis zu einem bestimmten Grad ausgeglichen werden können, wodurch die Dichtfunktion zwischen den beiden Komponenten weitergehend verbessert wird. Eine elastische Verformbarkeit des L-förmigen Dichtelements kann sich dabei ohne gesonderte Maßnahmen aus dem Material des Dichtelements ergeben. Beispielsweise kann vorgesehen sein, dass das L-förmige Dichtelement als Metallblech ausgebildet ist, dessen Dicke und duktile Eigenschaften derart bemessen sind, dass eine solche Verformbarkeit automatisch vorliegt.
Es wird darauf hingewiesen, dass der Begriff eines L-förmigen Dichtelements gemäß der vorliegenden Erfindung dahingehend zu verstehen ist, dass die beiden Schenkel des Dichtelements, die das„L“ bilden, natürlich eine unterschiedliche Breite, jedoch auch die gleiche Breite aufweisen können. Weiter wird darauf hingewiesen, dass das L-förmige Dichtelement zwar einen ersten gradlinig verlaufenden Schenkel und einen zweiten gradlinig verlaufenden Schenkel aufweist, die senkrecht zueinander angeordnet sind, dies jedoch nicht ausschließt, dass das L-förmige Dichtelement weitere Flächen ausbildet. Beispielsweise kann vorgesehen sein, dass von dem ersten Schenkel senkrecht eine weitere Fläche radial nach unten absteht. Die L-Form ist somit in dem Dichtelement enthalten, kann jedoch in Ausführungsvarianten um weitere Formen ergänzt sein.
Gemäß einer Ausgestaltung der Erfindung ist vorgesehen, dass das L-förmige Dichtelement entlang seiner Länge an mehreren Befestigungspunkten mit Axialspiel und Radialspiel mit der äußeren Plattform oder mit dem angrenzenden Bauteil verbunden ist. Die Befestigung des L-förmigen Dichtelements erfolgt somit punktuell mittels entsprechender Befestigungselemente. Eine Konsequenz der losen, mit einem Axialspiel und einem Radialspiel versehenen Befestigung des L-förmigen Dichtelements mittels beabstandeter Befestigungspunkte ist dabei eine zusätzliche Verkippbarkeit des Dichtelementes um eine Achse, die quer zu seiner Längsachse verläuft.
Eine Ausgestaltung der Erfindung sieht vor, dass das L-förmige Dichtelement mittels mindestens zwei Befestigungselementen an der sich radial erstreckenden Wand der äußeren Plattform befestigt ist. Hierzu kann beispielsweise vorgesehen sein, dass die Befestigungselemente als Metalllaschen ausgebildet sind, die jeweils mit einem länglichen Abschnitt an der ersten Wand befestigt sind und ausgehend von dem länglichen Abschnitt eine im Wesentlichen geschlossene Schlaufe bilden, die eine Aussparung im ersten Schenkel mit Axialspiel und Radialspiel durchgreift, wobei die Aussparung in einem Bereich des L-förmigen Schenkels ausgebildet ist, der gegenüber der Dichtkante axial nach vorne absteht. Auf diese Weise wird in einfacher Weise eine stabile Verbindung bereitgestellt, die ein axiales Spiel und ein radiales Spiel der Befestigung ermöglicht.
Eine weitere Ausgestaltung der Erfindung sieht vor, dass das L-förmige Dichtelement über mindestens zwei Befestigungselemente an der sich radial erstreckenden Wand des angrenzenden Bauteils befestigt ist. Hierzu sieht eine Ausführungsvariante vor, dass die Befestigungselemente jeweils eine in dem zweiten Schenkel ausgebildete Aussparung mit Axialspiel und Radialspiel durchgreifen und mit der zweiten Wand verbunden sind. Die Befestigungselemente sind beispielsweise als Stifte, Bolzen oder Nieten ausgebildet, wobei vorgesehen sein kann, dass das jeweilige Befestigungselement einen gegenüber der Aussparung größeren Kopf aufweist, so dass der zweite Schenkel axial an der zweiten Wand gesichert ist.
Eine weitere Ausgestaltung sieht vor, dass die äußeren Plattformen der Turbinen- Leitschaufelsegmente an ihren Stirnseiten jeweils eine axial verlaufende Nut ausbilden und in die Nuten zweier benachbarter Plattformen jeweils ein Dichtungsstreifen eingesetzt ist, der der Abdichtung zweier aneinander angrenzender äußerer Plattformen dient. Solche Dichtungsstreifen sind an sich bekannt. Dabei ist weiter vorgesehen, dass der Dichtungsstreifen in stromabwärtiger Richtung einen Befestigungsabschnitt ausbildet, der aus den Nuten herausragt, wobei der Befestigungsabschnitt ein Halteelement ausbildet, über das der erste Schenkel in radialer Richtung an der ersten Wand festgelegt ist. Gemäß dieser Ausgestaltung erfolgt somit eine Befestigung des L- förmigen Dichtelementes an der ersten Wand über eine aus den Nuten herausragende Verlängerung des Dichtungsstreifen, die als Befestigungsabschnitt ausgebildet ist.
Bei dieser Ausgestaltung kann ein radiales Spiel dadurch bereitgestellt werden, dass das Halteelement des Befestigungsabschnitts federnd ausgebildet ist und damit eine Federkraft auf den ersten Schenkel des L-förmigen Dichtelements ausübt, die diesen unter Bereitstellung eines radialen Spiels von oben auf die Dichtkante der ersten Wand drückt.
Es ist vorgesehen, dass der Befestigungsabschnitt des Dichtungsstreifens jeweils zwei Halteelemente ausbildet, über die die beiden L-förmigen Dichtelemente zweier benachbarter äußerer Plattformen jeweils an einem ihrer Enden an der ersten Wand der jeweiligen äußeren Plattform befestigt sind. Jeweils eines der zwei Halteelemente, die der Befestigungsabschnitt eines Dichtungsstreifens ausbildet, dient somit der Befestigung eines Endes eines L-förmigen Dichtelements. Dabei kann vorgesehen sein, dass der Befestigungsabschnitt insgesamt dachförmig ausgebildet ist, wobei die beiden Halteelemente unter einem Winkel von kleiner 180° zueinander verlaufen. Durch die dachförmige Ausgestaltung wird in einfacher Weise eine Federkraft, die die Halteelemente auf das jeweilige Dichtelement ausüben, bereitgestellt.
Die Halteelemente des Befestigungsabschnitt des jeweiligen Dichtungsstreifens sind beispielsweise rechteckförmig ausgebildet.
Eine weitere Ausgestaltung sieht vor, dass die ersten Schenkel an ihren Enden jeweils einen verbreiterten Bereich ausbilden, auf dem das jeweilige Halteelement aufliegt. Dies stellt eine zuverlässige Verbindung zwischen dem Halteelement des Befestigungsabschnitts und dem Schenkel sicher.
Weiter kann vorgesehen sein, dass die die ersten Schenkel an ihren Enden jeweils einen Schlitz aufweisen, durch den der Befestigungsabschnitt verläuft, wobei der Schlitz zur Bereitstellung eines axialen Spiels eine größere Dicke als der Befestigungsabschnitt aufweist. Dabei sichert der Befestigungsabschnitt das Halteelement in axialer Richtung in Bezug auf die erste Wand. Dadurch, dass der Schlitz, durch den der Befestigungsabschnitt verläuft, eine Breite aufweist, die größer ist als die Dicke des Befestigungsabschnitts, kann sich der Befestigungsabschnitt in axialer Richtung in diesem Schlitz bewegen, so dass ein axiales Spiel bereitgestellt wird.
Gemäß einer weiteren Ausgestaltung ist das L-förmige Dichtelement Bestandteil eines Dreiecksträgers, wobei das L-förmige Dichtelement die Basis des Dreiecksträgers bildet und die beiden weiteren Seiten des Dreiecksträgers durch zwei Verbindungsstege gebildet sind, die sich von den beiden Enden des L-förmigen Dichtelements schräg axial nach vorne erstrecken und die an ihrem Verbindungspunkt mit einem axialen Spiel an einem Befestigungselement der äußeren Plattform befestigt sind. Bei diesem Befestigungselement handelt sich beispielsweise um ein Befestigungselement, das der Befestigung von Dichtplatten dient, die zwischen der äußeren Plattform und einer stromaufwärtigen Brennkammer angeordnet sind. Diese Ausgestaltung ist mit dem Vorteil verbunden, dass eine sehr stabile axiale Lagerung des L-förmigen Dichtelements bereitgestellt werden kann.
Eine weitere Erfindungsvariante kombiniert dieses Ausführungsbeispiel mit dem Ausführungsbeispiel, bei dem der Dichtungsstreifen zwischen zwei in Umfangsrichtung aneinander angrenzenden äußeren Plattformen zur Befestigung des L-förmigen Dichtelements eingesetzt wird. Gemäß dieser Erfindungsvariante ist das L-förmige Dichtelement über den Dreiecksträgers mit einem axialen Spiel an dem Befestigungselement der äußeren Plattform und mit einem radialen Spiel über Haltelaschen der Befestigungsabschnitte an der ersten Wand befestigt.
Gemäß einem weiteren Ausführungsbeispiel weist mindestens einer der Schenkel des L- förmigen Dichtelements eine oder mehrere Aussparungen auf. Diese können beispielsweise dazu dienen, Kühlluftbohrungen, die in dem angrenzenden Bauteil ausgebildet sind, frei zu halten.
Weitere Ausgestaltungen der Erfindung können zusätzlich ein Spiel der Befestigung des L-förmigen Dichtelements auch in Umfangsrichtung vorsehen.
Bei dem gemäß der vorliegenden Erfindung ausgebildeten Turbinen-Leitschaufelkranz handelt es sich gemäß einer Ausgestaltung um den Turbinen-Leitschaufelkranz der ersten Turbinenstufe der hinter der Brennkammer des Gasturbinentriebwerks angeordneten Hochdruckturbine. Die vorliegende Erfindung ist hierauf jedoch nicht reduziert, da das Problem der Abdichtung von Spalten auch zwischen anderen Komponenten einer Turbine besteht.
Bei dem angrenzenden Bauteil handelt es sich beispielsweise um ein mit dem Außengehäuse der Hochdruckturbine verbundenes Linersegment, das den Strömungspfad durch die Hochdruckturbine im Bereich des Rotors der ersten Turbinenstufe radial außen begrenzt. Ein solches Linersegment weist typischerweise angrenzend an den Strömungspfad ein Anlaufmaterial auf, in das sich die Laufschaufeln des Laufschaufelkranzes der Turbinenstufe zur Minimierung eines Spalts einarbeiten können.
Gemäß einem weiteren Erfindungsaspekt betrifft die vorliegende Erfindung ein Gasturbinentriebwerk mit einer Vorrichtung nach Anspruch 1.
Es wird darauf hingewiesen, dass die vorliegende Erfindung bezogen auf ein zylindrisches Koordinatensystem beschrieben ist, das die Koordinaten x, r und cp aufweist. Dabei gibt x die axiale Richtung, r die radiale Richtung und cp den 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 Kernwelle 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 Kernwelle, 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 Rotorschaufeln 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 1 10 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/UsPitze2 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_1 K V(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 Höchstdruckverdichters (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): 1 10 Nkg_1s, 105 Nkg_1s, 100 Nkg_1s, 95 Nkg_1s, 90 Nkg_1s, 85 Nkg- 1s 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 Fierstellung 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 1 1.400 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, in dem die vorliegende Erfindung realisierbar ist;
Figur 2 in Schnittdarstellung einen Abschnitt eines Gasturbinentriebwerks, der den stromabwärtigen Bereich der Brennkammer und die sich daran anschließende erste Turbinenstufe der Hochdruckturbine umfasst, wobei die erste Turbinenstufe einen Turbinen-Leitschaufelkranz mit einer äußeren Plattform und ein in Strömungsrichtung an die äußere Plattform angrenzendes Linersegment aufweist, wobei ein sich zwischen diesen beiden Komponenten radial erstreckender Spalt durch ein L-förmiges Dichtelement abgedichtet ist;
Figur 3 in schematischer und perspektivischer Darstellung eine Ausführungsvariante eines L-förmigen Dichtelements und dessen Anbringung an einer sich radial erstreckende Wand einer äußeren Schaufelplattform;
Figur 4 die Ausführungsvariante der Figur 3 in einer Seitenansicht;
Figur 5 in schematischer und perspektivischer Darstellung eine weitere
Ausführungsvariante eines L-förmigen Dichtelements und dessen Anbringung an einer sich radial erstreckende Wand eines Linersegments;
Figur 6 die Ausführungsvariante der Figur 5 in einer Seitenansicht;
Figur 7 in perspektivischer Darstellung ein Ausführungsbeispiel, bei dem ein
L-förmiges Dichtelement gemäß den Figuren 3 und 4 zur Abdichtung eines Spalts zwischen einer sich radial erstreckende Wand einer äußeren Schaufelplattform und einer sich radial erstreckende Wand eines Linersegments vorgesehen ist;
Figur 8 in perspektivischer Darstellung ein weiteres Ausführungsbeispiel, bei dem ein
L-förmiges Dichtelement zur Abdichtung eines Spalts zwischen einer sich radial erstreckende Wand einer äußeren Schaufelplattform und einer sich radial erstreckende Wand eines Linersegments vorgesehen ist, wobei das L- förmige Dichtelement durch einen Befestigungsabschnitt eines Dichtungsstreifens an der sich radial erstreckende Wand der äußeren Schaufelplattform befestigt ist;
Figur 9 das Ausführungsbeispiel der Figur 8 in einer seitlichen Schnittansicht;
Figur 10 das Ausführungsbeispiel der Figur 8 mit einer vergrößerten Darstellung des
L-förmigen Dichtelements und der Komponenten, an dem dieses befestigt ist;
Figur 1 1 die Darstellung der Figur 10 in einer seitlichen Schnittansicht;
Figur 12 eine perspektivische Ansicht in Umfangsrichtung des L-förmigen
Dichtelements und von Befestigungsabschnitten gemäß der Figur 8, mittels derer dieses an der sich radial erstreckenden Wand der äußeren Schaufelplattform befestigt ist;
Figur 13 eine perspektivische Ansicht von vorne des L-förmigen Dichtelements und eines Befestigungsabschnitts gemäß der Figur 8, mittels dessen dieses an der sich radial erstreckenden Wand der äußeren Schaufelplattform befestigt ist;
Figur 14 eine weitere perspektivische Ansicht des L-förmigen Dichtelements und eines
Befestigungsabschnitts gemäß der Figur 8, mittels dessen dieses an der sich radial erstreckenden Wand der äußeren Schaufelplattform befestigt ist;
Figur 15 eine weitere Darstellung gemäß der Figur 10 in einer perspektivischen, teilweise geschnittenen Ansicht; Figur 16 eine perspektivische Darstellung der Verbindung zwischen einem Halteelement eines Befestigungsabschnitts eines Dichtungsstreifens und einem vergrößerten Endbereich des ersten Schenkels des L-förmigen Dichtelements;
Figur 17 in perspektivischer Darstellung ein Ausführungsbeispiel gemäß der Figur 8, wobei zwei in Umfangsrichtung aneinander angrenzende Turbinen- Leitschaufelsegmente dargestellt sind;
Figur 18 ein Ausführungsbeispiel eines L-förmigen Dichtelements in perspektivischer
Ansicht;
Figur 19 ein weiteres Ausführungsbeispiel eines L-förmigen Dichtelements in perspektivischer Ansicht;
Figur 20 ein weiteres Ausführungsbeispiel eines L-förmigen Dichtelements in perspektivischer Ansicht;
Figur 21 ein weiteres Ausführungsbeispiel eines L-förmigen Dichtelements in perspektivischer Ansicht;
Figur 22 ein weiteres Ausführungsbeispiel eines L-förmigen Dichtelements in perspektivischer Ansicht; und
Figur 23 in perspektivischer Darstellung ein weiteres Ausführungsbeispiel, bei dem ein
L-förmiges Dichtelement zur Abdichtung eines Spalts zwischen einer sich radial erstreckenden Wand einer äußeren Schaufelplattform und einer sich radial erstreckenden Wand eines Linersegments vorgesehen ist, wobei das L-förmige Dichtelement Bestandteil eines Dreiecksträgers ist.
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 1 1 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 Abdichtung eines Spalts von Bedeutung, der in der ersten Turbinenstufe der Flochdruckturbine 17 jeweils zwischen der äußeren Plattform der Turbinen-Leitschaufelsegmente des Turbinen-Leitschaufelkranzes und den dazu stromabwärts angeordneten Linersegmenten verläuft.
Die Figur 2 zeigt in einer Schnittdarstellung einen Teilabschnitt des Kerntriebwerks eines Gasturbinentriebwerks, wobei der dargestellte Teilabschnitt - bezogen auf die Strömungsrichtung - den hinteren Abschnitt einer Brennkammer 16, ein Turbinen- Leitschaufelsegment 4 eines an die Brennkammer 16 unmittelbar angrenzenden Turbinen-Leitschaufelkranzes 400 sowie eine Laufschaufel 31 eines Turbinen- Laufschaufelkranzes 310 zeigt. Dabei bilden der Leitschaufelkranz 400 und der Laufschaufelkranz 310 eine Turbinenstufe des Hochdruckverdichters 17.
Die Brennkammer 16 umfasst eine äußere Brennkammerwand 161 und eine innere Brennkammerwand 162, wobei sich die Bezeichnungen„äußere“ und„innere“ auf den Hauptströmungspfad 24 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.
Der Turbinen-Leitschaufelkranz 400 ist segmentiert und umfasst eine Mehrzahl von Turbinen-Leitschaufelsegmenten 4, die in Umfangsrichtung aneinander angrenzen. Jedes Turbinen-Leitschaufelsegment 4 des Turbinen-Leitschaufelkranzes 400 umfasst eine äußere Plattform 41 , die den Hauptströmungspfad 24 durch das Kerntriebwerk radial außen begrenzt, eine innere Plattform 42, die den Hauptströmungspfad 24 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 einzelnen Turbinen-Leitschaufelsegmente 4 grenzen an ihren Plattformen 41 , 42 stirnseitig in Umfangsrichtung aneinander an.
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 41 1 , 421 ausgebildet. Die Nuten 41 1 , 421 dienen dazu, jeweils einen Dichtungsstreifen (in der Figur 2 nicht dargestellt) aufzunehmen, der ebenfalls im Wesentlichen in axialer Richtung in den Nuten 41 1 , 421 verläuft und dadurch zwei radial innere Plattformen 42 bzw. zwei radial äußere Plattformen 41 , die stirnseitig aneinander anliegen, gegeneinander abgedichtet. Solche Nuten 41 1 , 421 und in diesen angeordnete Dichtungsstreifen sind an sich bekannt.
Zur Abdichtung eines radialen Spalts, der zwischen der Brennkammer 16 und den Turbinen-Leitschaufelsegmenten 4 ausgebildet ist, sind eine Mehrzahl von Dichtplatten 32 vorgesehen, die jeweils länglich ausgebildet sind und einen Kreisbogen bilden. Die Dichtplatten 32 werden z.B. über Nieten, die an Befestigungsvorsprüngen 44 der jeweiligen Plattform 41 , 42 befestigt sind, gehalten und über Federelemente mit einem Anpressdruck versehen.
Die Laufschaufeln 31 des Turbinen-Laufschaufelkranzes 310 werden durch die Hochdruckwelle des Gasturbinentriebwerks angetrieben. Im Bereich des Turbinen- Laufschaufelkranzes 310 wird der Strömungspfad 24 durch die Hochdruckturbine 17 radial außen durch sogenannte Linersegmente 6 begrenzt, die stromabwärts der äußeren Plattformen 41 des Turbinen-Leitschaufelsegment 4 angeordnet sind. Die Linersegmente 6 sind entsprechend den Turbinen-Leitschaufelsegmente 4 segmentiert und grenzen in Umfangsrichtung ebenfalls aneinander an. Die Linersegmente 6 sind mit einem Außengehäuse 33 der Hochdruckturbine 17 verbunden und werden durch dieses strukturell gehalten.
Es kann vorgesehen sein, dass die Linersegmente 6 ein Anlaufmaterial 60 aufweisen, das den Strömungspfad 24 durch die die Hochdruckturbine 17 begrenzt. Es ist bei der Ausgestaltung der Figur 2 vorgesehen, dass die Laufschaufeln 31 des Laufschaufelkranzes 310 der Hochdruckturbine 17 ohne Deckband ausgebildet sind, so dass die Schaufelspitzen beabstandet durch einen Spalt der äußeren Strömungspfadbegrenzung gegenüber stehen. Durch Bereitstellung eines Anlaufmaterials 60, in das sich die Schaufelspitzen einarbeiten können, kann dieser Spalt minimiert werden.
Im Kontext der vorliegenden Erfindung ist von Bedeutung, dass die äußere Plattform 41 an ihrem stromabwärtigen Ende eine sich radial erstreckende erste Wand 5 aufweist, die an ihrem radial äußeren Ende mit einer in Umfangsrichtung gradlinig verlaufenden Dichtkante versehen ist, wie in Bezug auf die weiteren Figuren noch näher erläutert werden wird. Des Weiteren umfasst das Linersegment 6 an seinem stromaufwärtigen Ende eine sich radial erstreckende zweite Wand 7, wobei die beiden sich radial erstreckende Wände 5, 7 in axialer Richtung unmittelbar aneinander angrenzen.
Zwischen der äußeren Plattform 41 und dem Linersegment 6, nämlich zwischen der sich radial erstreckende Wand 5 der äußeren Plattform 41 und der sich ebenfalls radial erstreckenden Wand 7 des Linersegments 6 erstreckt sich ebenfalls in radialer Richtung ein Spalt 57. Dieser Spalt verbindet den Hauptströmungspfad 24 durch die Hochdruckturbine 17 mit einem auch als „secondary flow area“ bezeichneten Strömungsgebiet, dass sich radial außerhalb des Hauptströmungspfad 24 befindet und in dem Zapfluft strömt, die der Kühlung von Komponenten der Hochdruckturbine 17 dient. Dabei gilt, dass der Druck der Zapfluft deutlich höher ist als der Druck des Gases im Hauptströmungspfad 24. Der Druckunterschied kann zum Beispiel bis zu 10 bar betragen. Dementsprechend liegt über dem Spalt 57 ein sehr hoher Druck an. Wenn der Spalt 57 nicht vollständig abgedichtet ist, erfolgt ein erheblicher Leckagestrom in den Hauptströmungspfad 24, wodurch der Wirkungsgrad des Gasturbinentriebwerks reduziert wird. Zur Bereitstellung einer wirkungsvollen Abdichtung des Spalts 57 ist ein sich längs erstreckendes, im Querschnitt L-förmiges Dichtelement 8 vorgesehen, das mit Axialspiel und Radialspiel an der äußeren Plattform 41 bzw. dessen sich radial erstreckender Wand 5 oder mit Axialspiel und Radialspiel an dem Linersegment 6 bzw. dessen sich radial erstreckender Wand 7 befestigt ist. Ausführungsbeispiele hierzu sind in den Figuren 3 bis 23 dargestellt.
Die Figuren 3 und 4 zeigen in einer perspektivischen Ansicht und in einer Seitenansicht schematisch ein erstes Ausführungsbeispiel zur Abdichtung eines Spalts 57, der zwischen einer ersten sich radial erstreckenden Wand 5 und einer zweiten sich radial erstreckenden Wand 7 verläuft, wobei die Wände 5, 7 gemäß der Figur 2 Bestandteil der äußeren Plattform 41 eines Turbinen-Leitschaufelsegments 4 bzw. eines Linersegments 6 sind.
Die Wand 5 weist an ihrem radial äußeren Ende eine Dichtkante 51 auf. Die Dichtkante 51 erstreckt sich über die Länge des Turbinen-Leitschaufelsegments gradlinig in Umfangsrichtung. Sie ist somit nicht gebogen ausgebildet. Dies dient dazu, um eine gerade Kontaktlinie zur angrenzenden Wand 7 bereitzustellen, um die herum eine Kippbewegung erfolgen kann. Die angrenzende Wand 7 weist zur Wand 5 hin eine plane Fläche 70 auf. Zwischen der Wand 5 und der Wand 7 verläuft der Spalt 57, der abzudichten ist.
Zur Abdichtung des Spalts 57 ist ein sich längs erstreckendes, im Querschnitt L-förmiges Dichtelement 8 vorgesehen. Dieses umfasst zwei sich jeweils längs erstreckende Schenkel 81 , 82, die senkrecht zueinander angeordnet sind. Die beiden Schenkel 81 , 82 weisen eine unterschiedliche Breite auf, wobei dies nicht notwendigerweise der Fall ist. So ist im dargestellten Ausführungsbeispiel der Schenkel 81 breiter ausgebildet und umfasst dieser einen Bereich 81 1 , in dem der Schenkel 81 auf der Dichtkante 51 aufliegt, und einen Bereich 812, in dem der Schenkel 81 gegenüber der Dichtkante 51 absteht.
Das L-förmige Dichtelement 8 ist entlang seiner Länge an zwei beabstandeten Befestigungspunkten P mittels Metalllaschen 90 an der ersten Wand 5 befestigt. Die Metalllaschen 90 weisen jeweils einen länglichen Abschnitt 91 auf, der mit der Wand 5 befestigt, beispielsweise an dieser angeschweißt ist. Ausgehend von dem länglichen Abschnitt 91 bildet die Metalllasche 90 eine im wesentlichen geschlossene Schlaufe 92 aus, die eine Aussparung 83 im ersten Schenkel 81 des Dichtelements 8 durchgreift. Die Aussparung 83 ist dabei zumindest teilweise in dem Bereich 812 des Schenkels 81 ausgebildet, der gegenüber der Dichtkante 51 axial nach vorne absteht. Dabei ist die Aussparung 83 derart ausgebildet, dass sie eine Breite in axialer Richtung aufweist, die größer ist als die Dicke der Metallasche 90. Dadurch wird bewirkt, dass das L-förmige Dichtelement 8 in axialer Richtung gegenüber der Metalllasche 90 bewegbar ist, mit anderen Worten mit axialem Spiel an der Wand 5 befestigt ist.
Darüber hinaus wird ein radiales Spiel der Befestigung dadurch bereitgestellt, dass die Schlaufe 92 eine gewisse radiale Bewegung des Schenkels 81 innerhalb der Schlaufe 92 erlaubt. Die Befestigung über die Metalllaschen 90 stellt somit sowohl ein Axialspiel als auch ein Radialspiel der Befestigung bereit.
Im Betrieb des Gasturbinentriebwerks, in dem die Komponenten gemäß den Figuren 2 bis 4 angeordnet sind, liegt über dem Spalt 57 wie erläutert ein hoher Druckabfall vor. Dieser Druckabfall führt dazu, dass das L-förmige Dichtelement 8 mit seinem Schenkel 82 gegen die plane Fläche 70 der Wand 7 und mit seinem Schenkel 81 gegen die ebenfalls plane Dichtkante 51 der Wand 5 gedrückt wird. Dadurch wird der Spalt 57 sicher verschlossen. Relativbewegungen, die zwischen der Wand 5 und der Wand 7 auftreten können, können dabei aufgrund der losen Befestigung des Dichtelements 8 ausgeglichen werden. Wenn sich beispielsweise die Wand 7 axial nach hinten bewegt, so kann dies durch das axiale Spiel der Befestigung in den Befestigungspunkten P ausgeglichen werden.
Die Figuren 5 und 6 zeigen in einer perspektivischen Ansicht und in einer Seitenansicht schematisch ein weiteres Ausführungsbeispiel zur Abdichtung eines Spalts 57, der zwischen einer ersten sich radial erstreckenden Wand 5 und einer zweiten sich radial erstreckenden Wand 7 verläuft, wobei die Wände 5, 7 gemäß der Figur 2 Bestandteil der äußeren Plattform 41 eines Turbinen-Leitschaufelsegments 4 bzw. eines Linersegments 6 sind.
Der Unterschied zum Ausführungsbeispiel der Figuren 3 und 4 besteht darin, dass das L- förmige Dichtelement 8 entlang seiner Länge an zwei beabstandeten Befestigungspunkten P durch Befestigungselemente an der zweiten Wand 7 befestigt ist, wobei die Befestigung beim Ausführungsbeispiel der Figuren 5 und 6 über den zweiten Schenkel 82 erfolgt. Dabei ist bei diesem Ausführungsbeispiel der zweite Schenkel 82 breiter ausgebildet als der erste Schenkel 81. Zur Verbindung des Schenkels 82 mit der Wand 7 sind in dem Schenkel 82 zwei längliche, sich in radialer Richtung erstreckende Aussparungen 84 vorgesehen. Die Aussparungen 84 durchgreift jeweils ein längliches Befestigungselement 95, das beispielsweise als Bolzen oder Niete ausgebildet ist. Das Befestigungselement 95 weist dabei einen Kopf 96 auf, dessen Durchmesser größer ist als die Breite der Aussparung 84, so dass sich der Schenkel 82 trotz eines axialen Spiels nicht von der Wand 70 lösen kann.
Dabei ist zur Bereitstellung eines axialen Spiels vorgesehen, dass der Kopf 96 in einem gewissen axialen Abstand von der Wand 70 angeordnet ist. Zur Bereitstellung eines radialen Spiels ist vorgesehen, das die längliche Aussparung 84 eine Länge aufweist, die größer ist als der Durchmesser des Befestigungselements 95, so dass eine radiale Verschiebbarkeit des Schenkels 82 und damit des L-förmigen Dichtelements 8 in der länglichen Aussparung 84 gegeben ist.
Die Figur 7 zeigt in perspektivischer Darstellung ein Ausführungsbeispiel, bei dem ein L- förmiges Dichtelement 8 in der Ausgestaltung der Figuren 3 und 4 zur Abdichtung des Spalts zwischen der äußeren Plattform 41 und dem Linersegment 6 angeordnet ist, wobei zur Erläuterung der weiteren Komponenten auf die Beschreibung der Figur 2 verwiesen wird. Dabei ist gemäß diesem Ausführungsbeispiel vorgesehen, dass der zweite Schenkel 82 in seinem mittleren Bereich eine Aussparung 85 ausbildet. Hierdurch bleiben in dem Linersegment 6 ausgebildete Kühlluftbohrungen 65 frei und werden nicht abgedeckt.
Die Figur 8 bis 17 zeigen ein weiteres Ausführungsbeispiel, das bei gleichem Aufbau der radial äußeren Schaufelplattform 41 und des Linersegments 6 wie bei den Figuren 2 und 7 eine andere Art der Befestigung des L-förmigen Dichtelements 8 vorsieht. Dabei zeigen die Figuren 8 und 9 in einer perspektivischen Ansicht und in einer geschnittenen Ansicht die Gesamtanordnung, während die Figuren 10 bis 17 die Art der Befestigung in vergrößerter Darstellung und in zahlreichen perspektivischen Ansichten zeigen.
Zunächst Bezug nehmend auf die Figuren 8 und 9 ist erkennbar, dass in die an den Stirnseiten der Plattformen 41 , 42 ausgebildeten axial verlaufenden Nuten 41 1 , 421 Dichtungsstreifen 90 eingesetzt sind, die dazu dienen, zwei in Umfangsrichtung aneinander angrenzende Plattformen 41 , 42 gegeneinander abzudichten. Dabei ist vorgesehen, dass der Dichtungsstreifen 90, der sich in der äußeren Plattform 41 erstreckt, in stromabwärtiger Richtung einen Befestigungsabschnitt 91 ausbildet, der aus den Nuten 41 1 herausragt. Dieser Befestigungsabschnitt 91 dient der Befestigung des L- förmigen Dichtelements 8. Der Dichtungsstreifen 90 erfüllt somit zwei Funktionen, zum einen die Funktion der Abdichtung zweier aneinander angrenzender Plattformen 41 und zum anderen in seinem Befestigungsabschnitt 91 die Funktion der Befestigung des L- förmigen Dichtelements 8. Zur Erläuterung der weiteren Komponenten der Figuren 8 und 9 wird auf die Beschreibung der Figur 2 Bezug genommen.
Die Figuren 10 und 1 1 zeigen in perspektivischer Ansicht und in einer Schnittansicht den Befestigungsabschnitt 91 und das L-förmige Dichtelement 8 in vergrößerter Darstellung. Danach umfasst der Befestigungsabschnitt 91 zwei jeweils im wesentlichen rechteckförmige, in entgegengesetzter Richtung abstehende Halteelemente 92, die zusammen in der axialen Ansicht von vorne eine dachförmige Struktur bilden. Dabei übt ein Halteelement 92 jeweils eine Federkraft auf das Ende eines ersten Schenkels 81 eines L-förmigen Dichtelements 8 aus. Die beiden Halteelemente 92 eines Befestigungsabschnitts 91 halten dabei jeweils die Enden von zwei Dichtelementen 8, die in aneinander angrenzenden Turbinen-Leitschaufelsegmenten 4 angeordnet sind.
Die Halteelemente 92 sind federnd ausgebildet, so dass sie eine Federkraft auf den ersten Schenkel 81 ausüben, wobei hierdurch der Schenkel 81 unter Bereitstellung eines radialen Spiels von oben auf die Dichtkante 51 der Wand 5 gedrückt wird. Die Größe des radialen Spiels wird durch das Maß festgelegt, in dem das Halteelement 92 maximal radial nach außen gebogen werden kann.
Es wird darauf hingewiesen, dass in den Figuren 10 und 1 1 und auch Dichtelemente 61 ,
62 des Linersegments 6 dargestellt sind. Diese sind für die vorliegende Erfindung jedoch ohne Bedeutung, so dass sie nicht im Einzelnen erläutert werden.
Weiter wird darauf hingewiesen, dass das L-förmige Dichtelement 8 des Weiteren einen radial nach unten geklappten Bereich 83 ausbildet, der - bezogen auf die Länge des Dichtelements 8 - im mittleren Bereich des Dichtelements 8 ausgebildet ist. Dies kann beispielsweise einer Versteifung des Dichtelements 8 dienen. Im mittleren Bereich des Schenkels 82 ist ebenso wie beim Ausführungsbeispiel der Figur 7 eine Aussparung 85 vorgesehen.
Zur Bereitstellung einer axialen Verbindung des L-förmigen Dichtelements 8 mit dem Befestigungsabschnitt 91 unter Bereitstellung eines axialen Spiels weist der Schenkel 81 an seinen Enden jeweils einen Schlitz 814 auf, durch den der Befestigungsabschnitt 91 verläuft, bevor er an seinem Ende die beiden dachförmig zueinander angeordneten Halteelemente 92 ausbildet. Dies ist in den perspektivischen Detaildarstellungen der Figuren 12-14 zu erkennen. Dabei weist der Schlitz 814 eine Breite in axialer Richtung auf, die größer ist als die Dicke des Befestigungsabschnitts 91 . Dies bewirkt, dass der Schenkel 81 in axialer Richtung gegenüber dem Befestigungsabschnitt 91 verschiebbar ist, wobei die Breite des Schlitzes 814 die maximale axiale Verschiebbarkeit vorgibt.
Über den Schlitz 814 im ersten Schenkel 81 des L-förmigen Dichtelements 8 und die Halteelemente 92 des Befestigungsabschnitts 91 wird das L-förmige Dichtelement 8 an seinem Schenkel 81 somit unter Bereitstellung sowohl eines Axialspiels auch eines Radialspiels an der Wand 5 der äußeren Plattform 41 befestigt.
Unter Bezugnahme auf die Figuren 12 bis 14 wird des Weiteren darauf hingewiesen, dass der Schenkel 81 an seinen beiden Enden jeweils einen verbreiteten Bereich 810 ausbildet, auf dem das jeweilige Halteelement 92 aufliegt. Durch die Verbreiterung des Bereichs 810 kann ein vergleichsweise breites Halteelement 92 eingesetzt werden, dass ausreichend strukturelle Festigkeit besitzt, um den Schenkel 81 und damit das L-förmige Dichtelement 8 sicher an der Wand 5 zu befestigen.
Die Figuren 15 und 16 zeigen ergänzend eine Schnittdarstellung der Gesamtanordnung und eine perspektivische Detaildarstellung der Verbindung zwischen dem Halteelement 92 und dem verbreiteten Bereich 810 des Schenkels 81 des Dichtelements 8.
Die Figur 17 zeigt in perspektivischer Ansicht zwei in Umfangsrichtung aneinander angrenzende Turbinen-Leitschaufelsegmente 4, 4a und in Strömungsrichtung jeweils daran angrenzende Linersegmente 6, 6a, wobei zwei L-förmige Dichtelemente 8, 8a in der beschriebenen Weise der Abdichtung eines Spalts zwischen den jeweiligen Komponenten dienen. Dabei ist zu erkennen, dass die beiden Halteelemente 92 eines Befestigungsabschnitts eines Dichtungsstreifens das jeweilige Ende zweier benachbarter Dichtelemente 8, 8a an der Wand 5 festlegen.
Die Figuren 18 bis 22 zeigen verschiedene Ausführungsvarianten eines L-förmigen Dichtelements 8. Der grundlegende Aufbau mit einem ersten sich geradlinig erstreckenden Schenkel 81 und einem zweiten sich geradlinig erstreckenden Schenkel 82, der zu dem ersten Schenkel 81 senkrecht angeordnet ist, ist dabei stets gegeben. Der Aufbau des Dichtelements 8 der Figur 18 entspricht dem Aufbau des Dichtelements 8 in den der Figuren 8 bis 16. Der Schenkel 82 verbreitert sich zu seiner Mitte hin, wobei im mittleren Bereich zusätzlich eine Aussparung 85 vorgesehen ist. Dies dient dazu, Kühlluftbohrungen im Linersegment frei zu halten. Der Schenkel 81 weist an seinen Enden Schlitze 814 zur axialen Festlegung des Dichtelements 8 auf. Weiter weist der Schenkel 81 im mittleren Bereich einen senkrecht abstehenden, radial nach unten weisenden Abschnitt 83 auf.
Bei der Figur 19 ist der erste Schenkel 81 im Vergleich zum Ausführungsbeispiel der Figur 18 schmaler und ohne den senkrecht abstehenden Bereich 83 ausgebildet. Eine Aussparung 86 im mittleren Bereich des Schenkels 82 unterbricht den Schenkel 82 nicht vollständig, sondern ist als Öffnung ausgebildet, die radial außen durch einen Steg 821 begrenzt wird. Bei der Figur 20 wird die Aussparung 86 durch eine Mehrzahl von Löchern 87 im Schenkel 82 ersetzt, die eine Art Perforation bilden. Bei der Figur 21 ist der Schenkel 82 vollflächig ausgebildet, ohne Aussparung oder Perforationen.
Die Figur 22 zeigt ein Ausführungsbeispiel, bei der das L-förmige Dichtelement 8 Bestandteil eines Dreiecksträgers 800 ist. Der Dreiecksträger 800 umfasst dabei zusätzlich zu dem L-förmigen Dichtelement 8, das die Basis des Dreiecksträgers 800 bildet, zwei Verbindungsstege 810, 820, die sich von den beiden Enden des ersten Schenkels 81 des L-förmigen Dichtelements 8 schräg axial nach vorne erstrecken und dabei an einem Verbindungpunkt 830 miteinander verbunden sind, der ein Befestigungselement 835 ausbildet.
Die Figur 23 zeigt die Anordnung eines solchen Dreiecksträgers 800 in der äußeren Plattform 41 . Dabei ist vorgesehen, dass das Befestigungselement 835 des Dreiecksträgers 800 über eine Niete 45 oder ein anderes Befestigungsmittel mit axialem Spiel an einem Befestigungsvorsprung 44 der äußeren Plattform 41 verbunden ist, der auch der Befestigung von Dichtplatten dient, vergleiche Figur 2. Diese Ausgestaltung ermöglicht eine besonders stabile axiale Festlegung des L-förmigen Dichtelements 8. Die Ausgestaltung von Schlitzen 814 im Schenkel 81 zur axialen Festlegung des L-förmigen Dichtelements 8 entsprechend den Figuren 12, 14, 16 und 18 bis 22 ist dabei zwar weiterhin möglich, jedoch nicht mehr erforderlich.
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. 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 Abdichtung eines Spalts (57) zwischen zwei Bauteilen (4, 6) einer Turbine eines Gasturbinentriebwerks, wobei die Vorrichtung aufweist:
einen Turbinen-Leitschaufelkranz (400), der eine Mehrzahl von Turbinen- Leitschaufelsegmenten (4) umfasst, wobei jedes Turbinen- Leitschaufelsegment (4) eine äußere Plattform (41 ) und mindestens eine Leitschaufel (43) umfasst, wobei die äußere Plattform (41 ) eine sich radial erstreckende erste Wand (5) aufweist, die an ihrem radial äußeren Ende mit einer in Umfangsrichtung gradlinig verlaufenden Dichtkante (51 ) versehen ist, ein jeweils stromabwärts an die äußere Plattform (41 ) des Turbinen- Leitschaufelsegments (4) angrenzendes Bauteil (6), das eine sich radial erstreckende zweite Wand (7) aufweist, die in axialer Richtung unmittelbar an die erste Wand (6) der äußeren Plattform (41 ) angrenzt und zur ersten Wand (5) hin eine plane Fläche (70) ausbildet,
wobei der abzudichtende Spalt (57) zwischen der sich radial erstreckenden ersten Wand (5) der äußeren Plattform (41 ) und der sich radial erstreckenden zweiten Wand (7) des angrenzenden Bauteils (6) verläuft, gekennzeichnet durch ein sich längs erstreckendes, im Querschnitt L-förmiges Dichtelement (8), das zwei jeweils geradlinig verlaufende und senkrecht zueinander angeordnete erste und zweite Schenkel (81 , 82) aufweist, wobei das Dichtelement (8) mit seinem ersten Schenkel (81 ) mit Axialspiel und Radialspiel mit der äußeren Plattform (41 ) oder mit seinem zweiten Schenkel (82) mit Axialspiel und Radialspiel mit dem angrenzendes Bauteil (6) verbunden ist, wobei zur Abdichtung des Spalts (57) der erste Schenkel (81 ) auf der in Umfangsrichtung gradlinig verlaufenden Dichtkante (51 ) der ersten Wand (5) aufliegt und der zweite Schenkel (82) an der planen Fläche (70) der zweiten Wand (7) anliegt.
2. Vorrichtung nach Anspruch 1 , dadurch gekennzeichnet, dass das L-förmige Dichtelement (8) entlang seiner Länge an mehreren Befestigungspunkten mit Axialspiel und Radialspiel mit der äußeren Plattform (42) oder mit dem angrenzenden Bauteil (6) verbunden ist.
3. Vorrichtung nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass das L-förmige Dichtelement (8) derart elastisch ausgebildet ist, das elastische Verformungen der ersten Wand (5) und/oder der zweiten Wand (7), die beim Betrieb des Gasturbinentriebwerks auftreten können, ausgeglichen werden.
4. Vorrichtung nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass das L-förmige Dichtelement (8) mittels mindestens zwei Befestigungselementen (90) an der ersten Wand (5) befestigt ist.
5. Vorrichtung nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, dass die Befestigungselemente (90) als Metalllaschen ausgebildet sind, die jeweils mit einem länglichen Abschnitt (91 ) an der ersten Wand (5) befestigt sind und ausgehend von dem länglichen Abschnitt (91 ) eine im Wesentlichen geschlossene Schlaufe (92) bilden, die eine Aussparung (83) im ersten Schenkel (81 ) mit Axialspiel und Radialspiel durchgreift, wobei die Aussparung (83) in einem Bereich (812) des Schenkels (81 ) ausgebildet ist, der gegenüber der Dichtkante (51 ) axial nach vorne absteht.
6. Vorrichtung nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass das L-förmige Dichtelement (8) über mindestens zwei Befestigungselemente (95) mit der zweiten Wand (7) verbunden ist.
7. Vorrichtung nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, dass die Befestigungselemente (95) jeweils eine in dem zweiten Schenkel (82) ausgebildete Aussparung (84) mit Axialspiel und Radialspiel durchgreifen und mit der zweiten Wand (7) verbunden sind.
8. Vorrichtung nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die äußeren Plattformen (41 ) der Turbinen-Leitschaufelsegmente (4) an ihren Stirnseiten jeweils eine axial verlaufende Nut (41 1 ) ausbilden und in die Nuten (41 1 ) zweier benachbarter Plattformen (41 ) jeweils ein Dichtungsstreifen (90) eingesetzt ist, der der Abdichtung zweier aneinander angrenzender äußerer Plattformen (41 ) dient, wobei der Dichtungsstreifen (90) in stromabwärtiger Richtung einen Befestigungsabschnitt (91 ) ausbildet, der aus den Nuten (41 1 ) herausragt, wobei der Befestigungsabschnitt (91 ) ein Halteelement (92) ausbildet, über das der erste Schenkel (81 ) in radialer Richtung an der ersten Wand (5) festgelegt ist.
9. Vorrichtung nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, dass das Halteelement (92) federnd ausgebildet ist und eine Federkraft auf den ersten Schenkel (81 ) ausübt, die diesen unter Bereitstellung eines radialen Spiels von oben auf die Dichtkante (51 ) der ersten Wand (5) drückt.
10. Vorrichtung nach Anspruch 8 oder 9, dadurch gekennzeichnet, dass der Befestigungsabschnitt (91 ) des Dichtungsstreifens (90) jeweils zwei Halteelemente (92) ausbildet, über die die L-förmigen Dichtelemente (8) zweier benachbarter äußerer Plattformen (41 ) jeweils an einem ihrer Enden an der ersten Wand (5) befestigt sind.
1 1. Vorrichtung nach Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet, dass der
Befestigungsabschnitt (91 ) dachförmig ausgebildet ist.
12. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 8 bis 1 1 , dadurch gekennzeichnet, dass die Halteelemente (92) im wesentlichen rechteckförmig ausgebildet sind.
13. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 8 bis 12, dadurch gekennzeichnet, dass die ersten Schenkel (81 ) an ihren Enden jeweils einen verbreiterten Bereich (810) ausbilden, auf dem das jeweilige Halteelement (92) aufliegt.
14. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 8 bis 13, dadurch gekennzeichnet, dass die die ersten Schenkel (81 ) an ihren Enden jeweils einen Schlitz (814) aufweisen, durch den der Befestigungsabschnitt (91 ) verläuft, wobei der Schlitz (814) zur Bereitstellung eines axialen Spiels eine größere Dicke als der Befestigungsabschnitt (91 ) aufweist.
15. Vorrichtung nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass das L-förmige Dichtelement (8) Bestandteil eines Dreiecksträgers (800) ist, wobei das L-förmige Dichtelement (8) die Basis des Dreiecksträgers (800) bildet und die beiden weiteren Seiten des Dreiecksträgers (800) durch zwei Verbindungsstege (810, 820) gebildet sind, die sich von den beiden Enden des L-förmigen Dichtelements (8) schräg axial nach vorne erstrecken und die an ihrem Verbindungspunkt (830) mit einem axialen Spiel an einem Befestigungselement (44) der äußeren Plattform (41 ) befestigt sind.
16. Vorrichtung nach Anspruch 15, soweit rückbezogen auf Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, dass das L-förmige Dichtelement (8) jeweils über den Dreiecksträgers (800) mit einem axialen Spiel an dem Befestigungselement (44) der äußeren Plattform (41 ) und über Halteelemente (92) der Befestigungsabschnitte (91 ) zweier Dichtungsstreifen (90) mit einem radialen Spiel an der ersten Wand (5) befestigt ist.
17. Vorrichtung nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass das L-förmige Dichtelement (8) als Metallblech ausgebildet ist.
18. Vorrichtung nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass mindestens einer der Schenkel (81 , 82) des L-förmigen Dichtelements (8) eine oder mehrere Aussparungen (85-87) aufweist.
19. Vorrichtung nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der Turbinen-Leitschaufelkranz (400) der Turbinen-Leitschaufelkranz der ersten Turbinenstufe der hinter der Brennkammer (16) des Gasturbinentriebwerks angeordneten Hochdruckturbine (17) und dass das angrenzende Bauteil (6) ein mit dem Außengehäuse (33) der Hochdruckturbine (17) verbundenes Linersegment ist, das den Strömungspfad (24) durch die Hochdruckturbine (17) im Bereich des Laufschaufelkranzes (310) der ersten Turbinenstufe radial außen begrenzt.
20. Gasturbinentriebwerk mit einer Vorrichtung nach Anspruch 1 .
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