WO2022101029A1 - Leitschaufelrad einer strömungsmaschine - Google Patents

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WO2022101029A1
WO2022101029A1 PCT/EP2021/080108 EP2021080108W WO2022101029A1 WO 2022101029 A1 WO2022101029 A1 WO 2022101029A1 EP 2021080108 W EP2021080108 W EP 2021080108W WO 2022101029 A1 WO2022101029 A1 WO 2022101029A1
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WO
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guide
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guide vane
guide vanes
vane wheel
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PCT/EP2021/080108
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Bernd Becker
Henner Schrapp
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Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg
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    • F05D2270/804—Optical devices

Definitions

  • the invention relates to a vane wheel of a turbomachine according to the preamble of patent claim 1 .
  • a borescope also known as an endoscope
  • An endoscope is an optical instrument used to aid in the visual inspection of cavities that are difficult to access. It consists of a rigid or flexible shaft with an eyepiece or display at one end, a lens or camera at the other, connected by an optical or electrical system in between. Instruments that have a rigid or flexible shaft and are designed to carry out minor repairs with the aid of micro-tools or that are designed to take gas samples and/or carry out chemical analyzes are also referred to as boroscopes within the meaning of the present disclosure.
  • boroscopes in aviation for the maintenance of aircraft engines, for example for an optical inspection of the components in the flow channel of a gas turbine or on a test bench to measure the temperature the flow in the flow channel of a gas turbine, with one or more boroscopes protruding into the flow channel.
  • boroscope accesses are typically formed between two guide vanes of the row of vanes of a guide vane wheel or stator of a compressor stage or turbine stage.
  • the boroscope accesses are designed in such a way that they enable a boroscope to be pushed into the engine without first dismantling the engine.
  • the boroscope accesses use the spacing between two adjacent guide vanes.
  • the invention is based on the object of providing a guide vane wheel of a turbomachine which, even with a small lattice spacing, makes it possible to provide access to a boroscope.
  • the invention then considers a guide vane wheel of a turbomachine, which has a plurality of guide vanes which form a blade row and are designed to extend radially inwards in a flow path of the turbomachine.
  • the guide vane wheel also has two boroscope accesses, each of which is formed between two of the guide vanes. It is provided that the plurality of guide vanes forms two segments, each with a plurality of guide vanes, which are spaced apart from one another in the circumferential direction. The two segments have the same, constant grid spacing.
  • the two segments are spaced apart in such a way that the outermost guide vane adjoining the other segment has an increased distance from the adjacent guide vane of the other segment in the circumferential direction, which is equal to 1.3 times to 1.7 times the grid pitch, where the sum of the increased distances is equal to 3 times the grating pitch.
  • the increased distance between the two adjacent outermost guide vanes of the two segments in each case provides an enlarged blade passage between these guide vanes.
  • the two boroscope accesses are formed in the area of the enlarged blade passages.
  • the solution according to the invention is based on the idea of forming two segments, each with a plurality of guide vanes, in a guide vane wheel with a constant pitch, the outermost guide vanes (which form the edge of the respective segment) being at an increased distance from one another, with the sum of the increased distances being equal to the 3rd -fold grid pitch.
  • the solution according to the invention ensures boroscopic access to its interior when the gas generator is reduced in size. It allows a compressor to be photographically scaled while retaining the ability to continue using borescopes and other tools used previously for inspection and maintenance. Two positions are provided for borescope access. In the area of the borescope accesses, the flow is aerodynamically weakened, but supported by the adjacent, unchanged stator blading. The spatial extent of the flow created in this way is therefore small.
  • the division of the blading into two segments in the manner defined in claim 1 is equivalent to the following Design specification for manufacturing the vane wheel.
  • a vane is removed at any point, so that at a first circumferential position the distance between two vanes corresponds to twice the pitch.
  • the remaining vane ring is split and divided into two segments.
  • the two segments can be of the same size or almost the same size, with “almost the same size” meaning that the two segments differ by only one blade in terms of their number of blades when there is an odd total number of guide blades.
  • the two resulting segments are now twisted against each other by 1.3 to 1.7 times the lattice pitch, so that two enlarged blade passages are created at two circumferential positions, the pitch of which is 1.3 to 1.7 times. times the grid pitch.
  • the increased distance at one circumferential position corresponds to 1.3 times the grid spacing and the increased distance at the other circumferential position corresponds to 1.7 times the grid spacing.
  • the increased distance at both circumferential positions corresponds to 1.5 times the grid pitch.
  • the increased distances between the two segments provide sufficient space for the provision of two boroscope accesses.
  • the increased distance between the two segments is defined in the same way as the pitch, namely as the distance between the leading edges of the blades in the circumferential direction at a considered blade height.
  • the increased distance can also be referred to as an increased pitch or as an increased pitch distance.
  • One embodiment of the invention provides that the two segments are spaced apart in such a way that the outermost guide vane adjoining the respective other segment has an increased distance from the adjacent guide vane of the other segment in the circumferential direction, which is equal to 1.5 times the grid spacing is.
  • the distance between the two segments is thus identical at both circumferential positions.
  • a further embodiment of the invention provides that the guide vanes of a segment have the same vane profile. It can further be provided that the guide vanes of one segment have the same vane profile as the vanes of the other segment.
  • the blade profiles differ within a segment and/or between the segments in order to break the periodicity of the blade arrangement and thereby generate disturbances which, for example, counteract a so-called rotating separation (“rotating stall”).
  • a further embodiment provides that the two segments have the same number of guide vanes or the number of guide vanes of the two segments differs by only one guide vane (if the total number of guide vanes is odd). This means that the two segments extend over the same circumferential angle or are of the same size.
  • the two segments have a different number of guide vanes, with the number of guide vanes differing by at least two. Accordingly, the two segments extend over a different circumferential angle or are of different sizes. The size of the segments can be selected in such a way that the boroscope accesses are provided at the required circumferential positions.
  • the boroscope accesses to the respective adjacent outermost guide vanes of the two segments are arranged in the rim surface of the guide vane wheel such that the minimum distance to the respective adjacent outermost moving vane is the same.
  • the existing space between two adjacent guide vanes with an increased distance is accordingly optimally used in such a way that the remaining distance between the boroscope access and the respective adjacent guide vane is identical on both sides.
  • the boroscope accesses are formed in the axially front area of the respective enlarged blade passage.
  • the axially foremost point of the boroscope access points is adjacent to a peripheral line that connects the front edges of the guide vanes of the guide vane wheel.
  • the boroscope access points are designed, for example, as openings in the guide vane wheel that are circular in cross-section and run radially, with others depending on the cross-sectional shape of the shaft of the boroscope used
  • Cross-sectional shapes of the boroscope access such as an elliptical or a rectangular cross-sectional shape are possible.
  • the boroscope accesses have a diameter in the range between 5 mm and 8 mm.
  • the invention relates to a gas turbine engine, in particular for an aircraft, with a guide vane wheel according to the invention.
  • the gas turbine engine has: an engine core, which includes a turbine, a compressor with a guide vane wheel according to the invention and a turbine shaft which connects the turbine to the compressor and is designed as a hollow shaft; a fan positioned upstream of the engine core, the fan including a plurality of fan blades; and a gearbox that receives input from the turbine shaft and outputs drive for the fan to drive the fan at a lower speed than the turbine shaft.
  • the turbine is a first turbine
  • the compressor is a first compressor
  • the turbine shaft is a first turbine shaft
  • the engine core further includes a second turbine, a second compressor, and a second turbine shaft connecting the second turbine to the second compressor
  • the second turbine, the second compressor, and the second turbine shaft are arranged to rotate at a higher speed than the first turbine shaft.
  • x indicates the axial direction
  • r indicates the radial direction
  • p indicates 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, with the axial direction pointing from the engine inlet towards the engine outlet.Starting from the x-axis, the radial direction points radially outward.Terms such as “in front” , “rear”, “front” and “rear” refer to the axial direction or direction of flow in the engine. Terms like “outer” or “inner” refer to the radial direction.
  • Such a gas turbine engine may include an engine core that includes a turbine, a combustor, a compressor, and a core shaft connecting the turbine to the compressor.
  • a gas turbine engine may include a fan (having fan blades) positioned upstream of the engine core.
  • the gas turbine engine may include a gearbox that receives input from the core shaft and outputs drive for the fan for driving the fan at a lower speed than the core shaft.
  • Input to the gearbox may be direct from the core shaft or indirect from the core shaft, for example via a spur shaft and/or spur gear.
  • the core shaft may be rigidly connected to the turbine and compressor such that the turbine and compressor rotate at the same speed (with the fan rotating at a lower speed).
  • the gas turbine engine described and/or claimed herein may have any suitable general architecture.
  • the gas turbine engine may have any desired number of spools connecting turbines and compressors, such as one, two, or three spools.
  • the turbine coupled to the core shaft may be a first turbine
  • the compressor coupled to the core shaft may be a first compressor
  • the core shaft may 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 may be positioned axially downstream of the first compressor.
  • the second compressor may be arranged to receive flow from the first compressor (e.g. directly receiving, e.g. via a generally annular duct).
  • the gearbox may be arranged to rotate from the core shaft which is configured to rotate (e.g. in use) at the lowest speed rotate (e.g. the first core shaft in the above example) to be driven.
  • the transmission may be arranged to be driven only by the core shaft 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 example above).
  • the gearbox may be arranged to be driven by one or more shafts, for example the first and/or the second shaft in the above example.
  • a combustor may be provided axially downstream of the fan and 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 exit of the compressor may be directed to the inlet of the second turbine.
  • the combustor may be provided upstream of the turbine(s).
  • each compressor may comprise any number of stages, for example multiple stages.
  • Each stage may include a row of rotor blades and a row of stator blades, which may be variable (in the sense that their pitch angle can be variable) stator blades.
  • the row of rotor blades and the row of stator blades may be axially offset from each other.
  • the or each turbine may include any number of stages, such as multiple stages.
  • Each stage may include a row of rotor blades and a row of stator blades.
  • the row of rotor blades and the row of stator blades may be axially offset from each other.
  • Each fan blade may be defined with a radial span extending from a root (or hub) at a radially inner gas flow location or at a 0% span position to a tip at a 100% span position.
  • the ratio of the radius of the fan blade at the hub to the radius of the fan blade at the tip may be less than (or in the Magnitude of): 0.4, 0.39, 0.38, 0.37, 0.36, 0.35, 0.34, 0.33, 0.32, 0.31 , 0.3, 0, 29, 0.28, 0.27, 0.26 or 0.25.
  • the ratio of the radius of the fan blade at the hub to the radius of the fan blade at the tip may be in an inclusive range bounded by two of the values in the previous sentence (ie, the values may form upper or lower limits).
  • the hub-to-tip ratio can be generically 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 forwardmost edge) of the blade.
  • the hub-to-tip ratio refers to the gas swept portion of the fan blade, ie, the portion radially outward 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 as little as twice the radius of the fan) can be greater than (or on the order of): 250 cm (about 100 inches), 260 cm, 270 cm (about 105 inches), 280 cm (about 110 inches), 290 cm (about 115 inches), 300 cm (about 120 inches), 310 cm, 320 cm (about 125 inches), 330 cm (about 130 inches), 340 cm (about 135 inches), 350 cm, 360 cm (about 140 inches), 370 cm (about 145 inches), 380 cm (about 150 inches), or 390 cm (about 155 inches).
  • the fan diameter can be in an inclusive range bounded by two of the values in the previous sentence (i.e. the values can form upper or lower limits).
  • Fan speed may vary with use. In general, the speed is lower for larger diameter fans.
  • the speed of the fan may be less than 2500 rpm, for example less than 2300 rpm, under constant speed conditions.
  • the speed of the fan at constant speed conditions for an engine having a fan diameter in the range of 250 cm to 300 cm may also be in the range of 1700 rpm to 2500 rpm, for example in the range from 1800 rpm to 2300 rpm, for example in the range from 1900 rpm to 2100 rpm.
  • the speed of the fan at constant speed conditions for an engine having a fan diameter in the range 320 cm to 380 cm may be in the range 1200 rpm to 2000 rpm, for example in the range 1300 rpm min to 1800 rpm, for example in the range of 1400 rpm to 1600 rpm.
  • the fan rotates about an axis of rotation. This rotation causes the tip of the fan blade to move at a speed Upeak. The work done by the fan blades on the flow results in an increase in the enthalpy dH of the flow.
  • Fan tip loading can be defined as dH/ Upeak2 , where dH is the enthalpy rise (e.g., the average 1-D enthalpy rise) across the fan and Upeak is the (translational) velocity of the fan tip, e.g., at the leading edge of the tip (which can be defined as the leading edge fan tip radius times the angular velocity).
  • Fan peak loading at constant speed conditions can be greater than (or on the order of): 0.3, 0.31, 0.32, 0.33, 0.34, 0.35, 0.36, 0.37, 0.38 , 0.39 or 0.4 (where all units in this section are Jkg' 1 K' 1 /(ms' 1 ) 2 ).
  • the fan peak load may be in an inclusive range bounded by two of the values in the previous sentence (ie, the values may form upper or lower bounds).
  • Gas turbine engines according to the present disclosure may have any desired bypass ratio, where bypass ratio is 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 speed conditions.
  • the bypass ratio can be more than (on the order of): 10, 10.5, 11, 11.5, 12, 12.5, 13, 13.5, 14, 14.5, 15, 15.5 , 16, 16.5 or 17 (lie).
  • the bypass ratio may be in an inclusive range bounded by two of the values in the previous sentence (i.e., the values may form upper or lower limits).
  • the bypass channel can be essentially ring-shaped.
  • the bypass duct may be located radially outside of the engine core.
  • the radially outer surface of the bypass duct may be defined by an engine nacelle and/or a fan case.
  • the overall pressure ratio of a gas turbine engine may be defined as the ratio of the ram pressure upstream of the fan to the ram pressure at the exit of the extra-high pressure compressor (prior to the entrance to the combustor).
  • the overall pressure ratio of a gas turbine engine described and/or claimed herein at constant speed may be more than (or on the order of of): 35, 40, 45, 50, 55, 60, 65, 70, 75 (lie).
  • the overall pressure ratio may be in an inclusive range bounded by two of the values in the previous sentence (ie, the values may form 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. At constant speed conditions, the specific thrust of an engine described and/or claimed herein may be less than (or of the order 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 (lie).
  • the specific thrust can be in an inclusive range bounded by two of the values in the previous 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 described and/or claimed herein may have any desired maximum thrust.
  • a gas turbine engine described and/or claimed herein may be capable of producing a maximum thrust of at least (or of the order of): 160kN, 170kN, 180kN, 190kN, 200kN, 250kN, 300kN, 350kN, 400kN , 450kN, 500kN or 550kN.
  • the maximum thrust may be in an inclusive range bounded by two of the values in the previous sentence (i.e. the values may form upper or lower bounds).
  • the thrust referred to above may be the maximum net thrust at standard atmospheric conditions at sea level plus 15 degrees C (ambient pressure 101.3 kPa, temperature 30 degrees C) with the engine static.
  • the temperature of the flow at the entrance to the high pressure turbine can be particularly high.
  • This temperature which may be referred to as TET
  • TET may be measured at the exit to the combustor, for example immediately upstream of the first turbine blade, which in turn may be referred to as a nozzle guide vane.
  • the TET can be (are) at least (or in the order of): 1400K, 1450K, 1500K, 1550K, 1600K or 1650K.
  • the TET at constant speed can be in an inclusive range bounded by two of the values in the previous sentence (ie the values can form upper or lower limits).
  • the maximum TET in use of the engine may be at least (or on the order of): 1700K, 1750K, 1800K, 1850K, 1900K, 1950K, or 2000K.
  • the maximum TET can be in an inclusive range bounded by two of the values in the previous sentence (ie the values can form upper or lower bounds).
  • the maximum TET may occur at a high thrust condition, such as an MTO (Maximum Take-Off Thrust) condition.
  • a fan blade and/or blade portion of a fan blade described and/or claimed herein may be made from any suitable material or combination of materials.
  • at least a portion of the fan blade and/or blade may be formed at least in part from a composite such as a metal matrix composite and/or an organic matrix composite such as e.g. B. carbon fiber, are produced.
  • at least a portion of the fan blade and/or blade may be formed at least in part from a metal, such as aluminum. a titanium-based metal, or an aluminum-based material (such as an aluminum-lithium alloy) or a steel-based material.
  • the fan blade may include at least two sections made using different materials.
  • the fan blade may have a leading edge guard made using a material that can withstand impact (e.g., from birds, ice, or other material) better than the rest of the blade.
  • a leading edge can be made, for example, using titanium or a titanium-based alloy.
  • the fan blade may have a carbon fiber or aluminum based body (such as an aluminum-lithium alloy) with a titanium leading edge.
  • 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 center section in any desired manner.
  • each fan blade may include a locating device engageable with a corresponding slot in the hub (or disc).
  • a fixation device may be in the form of a dovetail which may be inserted into and/or engaged with a corresponding slot in the hub/disc to fix the fan blade to the hub/disc.
  • the fan blades may be integrally formed with a center portion. Such an arrangement may be referred to as a blisk or a bling.
  • any suitable method may be used to manufacture such a blisk or bling.
  • at least a portion of the fan blades may be machined from a block and/or at least a portion of the fan blades may be welded, such as by welding.
  • VAN Very Area Nozzle
  • Such a variable cross-section nozzle may allow the exit cross-section of the bypass duct to be varied in use.
  • the general principles of the present disclosure may apply to engines with or without a VAN.
  • the gas turbine fan described and/or claimed herein may have any desired number of fan blades, such as 16, 18, 20, or 22 fan blades.
  • constant speed conditions may mean constant speed conditions of an aircraft on which the gas turbine engine is mounted.
  • Such constant speed conditions may conventionally be defined as those conditions during the middle part of flight, such as those experienced by the aircraft and/or engine between (in terms of time and/or distance) the end of the climb and the beginning of the descent. will.
  • the forward speed at the constant speed condition may be at any point in the range Mach 0.7 to 0.9, e.g. 0.75 to 0.85, e.g. 0.76 to 0.84, e.g. 0.77 to 0 .83, for example 0.78 to 0.82, for example 0.79 to 0.81, for example of the order of Mach 0.8, of the order of Mach 0.85 or in the range of 0.8 to 0, 85 lie.
  • Any speed within these ranges can be the cruise condition.
  • cruise conditions may be outside of these ranges, for example below Mach 0.7 or above Mach 0.9.
  • the constant velocity conditions may be 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 11,600 m (about 38,000 feet), for example in Range from 10,500 m to 11,500 m, for example in the range from 10,600 m to 11,400 m, for example in the range from 10,700 m (about 35,000 feet) to 11,300 m, for example in the range from 10,800 m to 11,200 m, for example in the range from 10,900 m to 11,100 m, for example of the order of 11,000 m.
  • the constant velocity conditions can correspond to standard atmospheric conditions at any given altitude in these ranges.
  • 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 fan operation is designed. This may mean, for example, the conditions at which the fan (or gas turbine engine) is designed to be at its optimum efficiency.
  • a gas turbine engine as described and/or claimed herein may be operated at the constant speed conditions defined elsewhere herein.
  • Such constant speed conditions may be dictated by the constant speed conditions (e.g. mid-flight conditions) of an aircraft which may have at least one (e.g. 2 or 4) gas turbine engine mounted for providing thrust.
  • Figure 1 is a side sectional view of a gas turbine engine
  • Figure 2 is a close-up side sectional view of an upstream section of a gas turbine engine
  • Figure 3 is a partially cut-away view of a gearbox for a gas turbine engine
  • FIG. 4 shows the basic geometric structure and the basic designations on a compressor grid
  • FIG. 5 shows a perspective view of a compressor housing which comprises a plurality of guide vane wheels, each with a row of guide vanes;
  • FIG. 6 shows an exemplary embodiment of a vane wheel comprising two segments which are separated from one another by regions of increased circumferential spacing
  • FIG. 8 shows a guide vane wheel according to FIG. 7, in which a guide vane has been removed.
  • Figure 9 shows a schematic representation of the arrangement of a boroscope access between two guide vanes in a guide vane wheel according to Figure 6.
  • FIG. 1 illustrates a gas turbine engine 10 having a primary axis of rotation 9.
  • the engine 10 includes an air intake 12 and a thruster fan 23 having two airflows creates: a core airflow A and a bypass airflow B.
  • the gas turbine engine 10 includes a core 11 that receives the core airflow A .
  • the engine core 11 includes, in axial flow order, a low pressure compressor 14, a high pressure compressor 15, a combustor 16, a high pressure turbine 17, a low pressure turbine 19 and a core exhaust nozzle 20.
  • An engine nacelle 21 surrounds the gas turbine engine 10 and defines a bypass duct 22 and a bypass exhaust nozzle 18.
  • the bypass airflow B flows through the bypass duct 22.
  • the fan 23 is attached via a shaft 26 and an epicycloidal gear 30 to the low-pressure turbine 19 and is driven thereby.
  • the core airflow A is accelerated and compressed by the low pressure compressor 14 and passed into the high pressure compressor 15 where further compression occurs.
  • the compressed air discharged from the high pressure compressor 15 is directed into the combustor 16 where it is mixed with fuel and the mixture is burned.
  • the resultant hot products of combustion then propagate through and thereby drive the high and low pressure turbines 17, 19 before being expelled 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.
  • FIG. 1 An exemplary arrangement for a geared fan gas turbine engine 10 is shown in FIG.
  • the low pressure turbine 19 drives the shaft 26 which is coupled to a sun gear 28 of the epicycloidal gear assembly 30.
  • a plurality of planetary gears 32 which are coupled to one another by a planetary carrier 34, are located radially outward of the sun gear 28 and mesh therewith.
  • the planetary carrier 34 constrains the planetary gears 32 to rotate synchronously about the sun gear 28 while allowing each planetary gear 32 to rotate about its own axis.
  • Planet carrier 34 is coupled to fan 23 via linkage 36 to drive its rotation about engine axis 9 .
  • An outer gear or ring gear 38 which is coupled to a stationary support structure 24 via linkage 40, is radially outward of the planetary gears 32 and meshes therewith.
  • low pressure turbine and “low pressure compressor” as used herein may be construed to mean the lowest pressure turbine stage and the lowest pressure compressor stage, respectively (i.e. not including the fan 23 include) and / or the turbine and Airends that are interconnected by the lowest speed connecting shaft 26 in the engine (ie not including the transmission output shaft that drives the fan 23) mean.
  • the "low-pressure turbine” and “low-pressure compressor” referred to herein may alternatively be known as the “intermediate-pressure turbine” and “intermediate-pressure compressor.”
  • fan 23 may be referred to as a first stage or lowest pressure stage.
  • the epicycloidal gear 30 is shown in more detail in FIG.
  • the sun gear 28, planet gears 32 and ring gear 38 each include teeth around their periphery for meshing with the other gears. However, for the sake of clarity, only exemplary portions of the teeth are shown in FIG. Although four planetary gears 32 are illustrated, those skilled in the art will recognize that more or fewer planetary gears 32 may be provided within the scope of the claimed invention. Practical applications of an epicycloidal gear 30 generally include at least three planetary gears 32.
  • the epicycloidal gear 30 shown as an example in FIGS. 2 and 3 is a planetary gear in which the planetary carrier 34 is coupled to an output shaft via linkage 36, with the ring gear 38 being fixed.
  • the epicycloidal gear 30 may be a star arrangement in which the planetary carrier 34 is held fixed while allowing the ring gear (or ring gear) 38 to rotate. With such an arrangement, the fan 23 is driven by the ring gear 38 .
  • the transmission 30 may be a differential where both the ring gear 38 and the planetary carrier 34 are allowed to rotate.
  • the present disclosure extends to a gas turbine engine having any arrangement of gear types (e.g., star or planetary), support structures, input and output shaft arrangements, and bearing locations.
  • gear types e.g., star or planetary
  • support structures e.g., star or planetary
  • input and output shaft arrangements e.g., bearing locations.
  • the transmission can drive secondary and/or alternative components (e.g., the intermediate pressure compressor and/or a booster).
  • secondary and/or alternative components e.g., the intermediate pressure compressor and/or a booster.
  • gas turbine engines to which the present disclosure may have application may have alternative configurations.
  • such engines may 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, meaning that the flow through the bypass duct 22 has its own nozzle separate from the engine core nozzle 20 and radially outward therefrom.
  • this is not limiting and any aspect of the present disclosure may also apply to engines where flow through bypass duct 22 and flow through core 11 are upstream of (or upstream of) a single nozzle, which may be referred to as a mixed flow nozzle. be mixed or combined.
  • One or both nozzles may have a fixed or variable area.
  • the disclosure may apply to any type of gas turbine engine, such as a gas turbine engine.
  • a gas turbine engine B. in an open rotor (where the blower stage is not surrounded by an engine nacelle) or a turboprop 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 having an axial direction (aligned with the axis of rotation 9), a radial direction (in the bottom-up direction 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 design of the vane wheels or stators in the compressor or alternatively in the turbine is important.
  • the compressor grid is shown in the usual representation in meridian section and unrolled. It includes a plurality of blades S, each having a leading edge SVK and a trailing edge SHK.
  • the leading edges SVK lie on an imaginary line Li
  • the trailing edges SHK lie on an imaginary line L 2 .
  • the lines Li and L 2 are parallel.
  • the blades S also each include a suction side SS and a pressure side DS. Their maximum profile thickness is indicated with d.
  • the compressor cascade has a cascade pitch t and a chord s with a chord length Sk.
  • the grid pitch t is the distance between the blades S in the circumferential direction.
  • the grating pitch is the same at the grating entrance and at the grating exit.
  • the chord s is the connecting line between the leading edge SVK and the trailing edge SHK of the profile.
  • the blade stagger angle (hereinafter stagger angle) a s is formed between the profile chord s and the perpendicular on the line Li (where the perpendicular corresponds at least approximately to the direction defined by the machine axis).
  • the stagger angle a s indicates the inclination of the blades S.
  • the blades S have a mean line SL, which is also referred to as the profile centerline. This is defined by the line connecting the circle centers inscribed in the profile.
  • the tangent to the mean line SL at the leading edge is denoted by Ti.
  • the tangent to the skeletal line SL at the trailing edge is denoted by T 2 .
  • the angle at which the two tangents Ti, T 2 intersect is the blade curvature angle A.
  • the inflow direction, with which gas flows towards the grid, is marked with Z and the outflow direction, with which gas flows away from the grid, is marked with D .
  • the incidence angle ßi is defined as the angle between the tangent Ti and the inflow direction Z.
  • the deviation angle ß 2 is defined as the angle between the tangent T 2 and the outflow direction A.
  • Der Blade exit angle yi is defined as the angle between the tangent Ti to the mean line SL and the normal to the line Li.
  • the blade exit angle Y2 is defined as the angle between the tangent T 2 to the mean line SL and the normal to the line L 2 .
  • the grating pitch t is important. It is pointed out that the grid spacing t can depend on the radial height of the grid section, depending on the shape of the guide vanes, i. H. the grid pitch t can be different depending on whether a case cut, a center cut or a blade tip cut is considered.
  • the housing section is considered, but another section can also be considered.
  • Compressor housing 400 includes a plurality of guide vane wheels 4, each having a plurality of guide vanes 41, each forming a row of vanes 42.
  • the guide vanes 41 extend radially inwards into the main flow path 6.
  • Rotors are not shown, which are arranged in a manner known per se between the guide vane wheels 4 and which delimit the main flow path 6 radially on the inside, so that the main flow path 6 is formed by an annular space.
  • the guide vanes 41 extend radially inwards, starting from a wall 43 , the wall 43 forming part of the compressor housing 400 .
  • the wall 43 forms a crown surface 450, from which the guide vanes 41 extend.
  • FIG. 5 also shows that a borescope access 51 is formed in one of the vane wheels 4, namely in its wall 43. Borescope access 51 is arranged in the circumferential direction in such a way that it is located between two guide vanes 41 .
  • the boroscope access 51 has a circular cross-section and forms a radial opening in the vane wheel 4 or its wall 43.
  • the boroscope access 51 is used to accommodate a boroscope (not shown) for inspection or maintenance purposes.
  • the borescope access 51 has a diameter D that is normalized and is, for example, in the range between 5 mm and 8 mm.
  • FIG. 6 shows an exemplary embodiment of a guide vane wheel 4, which forms two boroscope accesses 51, 52, which are realized at spaced circumferential positions of the guide vane wheel 4.
  • the plurality of vanes 41 of the vane wheel 4 forms two segments 410, 420 of vanes, the two segments 410, 420 being spaced apart from one another in the circumferential direction. It is provided that both segments 410, 420 have the same, constant grating pitch t.
  • the guide vanes 41 of the two segments 410, 420 are of identical design, in particular have the same vane profile. However, this is not necessarily the case. Alternatively, it can be provided that the blade profiles vary within one or both segments 410, 420, or that blade profiles of different design are implemented in the two segments 410, 420.
  • One segment 410 has two outermost vanes 411 , 412 adjoining the other segment 420 .
  • the other segment 420 has two outermost guide vanes 421 , 422 adjoining the one segment 410 .
  • the adjacent guide vanes 411, 421 and 412, 422 of the two segments 410, 420 are spaced apart in such a way that the distance 71, 72 between these guide vanes 411, 421 and 412, 422 in the circumferential direction is larger than the distance defined by the pitch t is.
  • the distance 71 is equal to 1.3 to 1.7 times the grating pitch t.
  • the distance 72 is equal to 1.7 times to 1.3 times the grating pitch t.
  • the sum of the distances 71, 72 is equal to three times the grid pitch, as will be explained below.
  • an embodiment variant provides that the distances 71, 72 are identical and equal to 1.5 times the grid spacing t. Due to the increased distance 71, 72 between the adjacent outermost guide vanes 411, 412, 421, 422 of the two segments 410, 420, an enlarged vane passage 710, 720 is provided between these guide vanes 411, 412, 421, 422 in each case. It is provided that the two boroscope accesses 51, 52 are formed in the area of the enlarged blade passages 710, 720. As explained with reference to FIG. 5, they extend in the wall 43 of the guide vane wheel 4 in the region between the guide vanes 411, 412, 421, 422 under consideration.
  • the enlarged blade passage 710, 720 enables the formation of boroscope accesses 51, 52 even in the case of guide vane wheels which are formed in small gas generators and in which the guide vanes are only slightly spaced apart in the circumferential direction.
  • the distance described between the outermost guide vanes of the two segments 410, 420 corresponds to a design principle that is explained with reference to FIGS.
  • FIG. 7 shows a conventionally designed guide vane wheel 4 with a large number of guide vanes 41 with a constant pitch t around the entire circumference.
  • the construction of the guide vane wheel of FIG. 6 corresponds to the following procedure. According to FIG. 8, a blade is removed from any first position 91 of the blade row. This means that at this position 91 the distance between two blades 412, 422 corresponds to twice the pitch 2t.
  • the remaining vane ring is divided into two segments 410,420. These two segments 410, 420 are rotated relative to one another by half a pitch, so that, according to FIG.
  • the sum of the increased distances in the area of the enlarged blade passages 710, 720 is therefore equal to 3 times the pitch t.
  • the increased spacing in blade passages 710, 720 may be different, but the sum of these spacings will still be equal to 3 times the pitch.
  • the borescope accesses 51, 52 are formed.
  • the construction of the guide vane wheel of FIG. 6 explained above is of course only to be understood conceptually.
  • the guide vane wheel of Figure 6 is produced with the expanded vane passages 710, 720 and the borescope accesses 51, 52 formed therein.
  • FIG. 9 shows the area of the wall in the enlarged blade passage between the two segments 410, 420 explained with reference to FIG. H. the vane 411 located at one edge of one segment 410 and the adjacent outermost, i. H. the vane 421 located at one edge of the other segment 420 is shown.
  • Each guide vane 411, 412 has a leading edge VK and a trailing edge HK.
  • the front edges VK of all guide vanes 41 lie on an imaginary circumferential line 8.
  • the wall forms on the inside, d. H. adjacent to the main flow path through the compressor, a shroud surface 450 from which the vanes 411, 421 extend radially inward.
  • a blade channel or blade passage 710 is formed between the two guide blades 411 , 421 .
  • the blade passage 710 is larger than the blade passage formed by two vanes 41 in each of the two segments 410, 420.
  • the distance 71 between the two guide vanes 411, 421 is equal to 1.5 times the pitch t in the area of the segments 410, 420.
  • the distance 71 is considered in the same way as the division, for example in the housing section, i. H. in a section immediately adjacent to the rim surface 450.
  • the pitch t can have a different value, but the increase in the distance by a factor of 1.5 remains the same.
  • One boroscope access 51 is formed in the area of the rim surface 450 between the two guide vanes 411 , 421 . It is arranged in the middle between the two guide vanes 411, 421 insofar as the minimum distance 511, 512 to the respective adjacent vanes 411, 421 is the same.
  • the further boroscope access 52 is also designed in a corresponding manner.
  • the boroscope access 51 is formed in the axially front area of the enlarged blade passage 710 .
  • the axially foremost point 510 of the borescope access 51 is adjacent to the peripheral line 8 which connects the front edges VK of the guide vanes 41 of the guide vane wheel.
  • the boroscope access 51 is arranged centrally between the front edge VK and the rear edge HK of the blades 411 , 421 or even more to the rear edge HK of the blades 411 , 421 with regard to its axial position.
  • the position of the boroscope access in the blade passage between the peripheral blades of the two segments can be implemented at a different location than shown.
  • the extent of the circumference and the number of blades of the two segments are also to be understood merely as examples.

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Abstract

Die Erfindung betrifft ein Leitschaufelrad (4) einer Strömungsmaschine, das eine Mehrzahl von Leitschaufeln (41), die eine Schaufelreihe (42) bilden und dazu ausgebildet sind, sich in einem Strömungspfad (6) der Strömungsmaschine radial nach innen zu erstrecken, und zwei Boroskopzugänge (51, 52) aufweist. Es ist vorgesehen, dass die Mehrzahl von Leitschaufeln (41) zwei Segmente (410, 420) mit jeweils mehreren Leitschaufeln (41) bildet, die in Umfangsrichtung zueinander beabstandet sind, wobei die beiden Segmente (410, 420) die gleiche, konstante Gitterteilung (t) aufweisen, und die beiden Segmente (410, 420) derart beabstandet sind, dass die jeweils äußerste, an das jeweils andere Segment angrenzende Leitschaufel (411, 412) von der benachbarten Leitschaufel (421, 422) des anderen Segments in Umfangsrichtung einen vergrößerten Abstand (71, 72) aufweist, der gleich der 1,3-fachen bis 1,7-fachen Gitterteilung ist, wobei die Summe der vergrößerten Abstände (71, 72) gleich der 3-fachen Gitterteilung ist. Dabei wird durch den vergrößerten Abstand (71, 72) zwischen jeweils den zwei benachbarten äußersten Leitschaufeln (411, 412, 421, 422) der beiden Segmente (410, 420) jeweils eine vergrößerte Schaufelpassage (710, 720) zwischen diesen Leitschaufeln (411, 412, 421, 422) bereitgestellt und sind die beiden Boroskopzugänge (51, 52) im Bereich der vergrößerten Schaufelpassagen (710, 720) ausgebildet.

Description

Leitschaufelrad einer Strömungsmaschine
Beschreibung
Die Erfindung betrifft ein Leitschaufelrad einer Strömungsmaschine gemäß dem Oberbegriff des Patentanspruchs 1 .
Ein Boroskop (auch als Endoskop bezeichnet) ist ein optisches Instrument zur Unterstützung der visuellen Inspektion von schwer zugänglichen Hohlräumen. Es besteht aus einem starren oder flexiblen Schaft mit einem Okular oder Display an einem Ende, einem Objektiv oder einer Kamera am anderen Ende, die durch ein optisches oder elektrisches System dazwischen miteinander verbunden sind. Als Boroskope im Sinne der vorliegenden Offenbarung werden auch Instrumente bezeichnet, die einen starren oder flexiblen Schaft aufweisen und dazu ausgebildet sind, unter Zuhilfenahme von Mikrowerkzeugen kleinere Reparaturen durchzuführen oder die dazu ausgebildet sind, Gasproben zu entnehmen und/oder chemische Analysen durchzuführen.
Es ist bekannt, Boroskope in der Luftfahrt für die Wartung von Flugtriebwerken einzusetzen, beispielsweise für eine optische Inspektion der Komponenten im Strömungskanal einer Gasturbine oder auf einem Prüfstand zur Messung der Temperatur der Strömung im Strömungskanal einer Gasturbine, wobei ein oder mehrere Boroskope in den Strömungskanal hineinragen.
Für die Bereitstellung eines Zugangs für ein Boroskop sind Boroskopzugänge typischerweise zwischen zwei Leitschaufeln der Schaufelreihe eines Leitschaufelrads bzw. Stators einer Verdichterstufe oder Turbinenstufe ausgebildet. Die Boroskopzugänge sind dabei derart ausgebildet, dass sie ermöglichen, ein Boroskop in das Triebwerk einzuschieben, ohne das Triebwerk vorher zu zerlegen. Die Boroskopzugänge nutzen dabei den Teilungsabstand zwischen zwei benachbarten Leitschaufeln.
Die Entwicklung von modernen Turbofan-Flugtriebwerken ist von dem Bestreben gekennzeichnet, immer größere Nebenstromverhältnisse zu realisieren. Dies geht einher mit zunehmend kleineren Kerntriebwerken. Mit zunehmend kleineren Kerntriebwerken wird auch die Gitterteilung der Leiträder im Verdichter eines Gasturbinentriebwerks kleiner. Dies kann dazu führen, dass der zwischen zwei Leitschaufeln vorhandene Teilungsabstand nicht mehr ausreicht, um darin Boroskopzugänge zur Aufnahme von Boroskopen auszubilden. So weist der Schaft der Boroskope typischerweise einen normierten Außendurchmesser auf, der notwendig ist, um Bilder mit einer Qualität zu liefern, die definierten Anforderungen entsprechen.
Aus der DE 10 2015 213 786 A1 ist es bekannt, in einem Verdichter eines Gasturbinentriebwerks zumindest eine der Leitschaufeln lösbar auszubilden, wobei durch Lösen der Leitschaufel eine Wartungsöffnung freigegeben wird.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zu Grunde, ein Leitschaufelrad einer Strömungsmaschine bereitzustellen, das auch bei kleiner Gitterteilung die Bereitstellung eines Boroskopzugangs ermöglicht.
Diese Aufgabe wird durch ein Leitschaufelrad mit den Merkmalen des Patentanspruchs 1 gelöst. Ausgestaltungen der Erfindung sind in den abhängigen Ansprüchen angegeben.
Danach betrachtet die Erfindung ein Leitschaufelrad einer Strömungsmaschine, das eine Mehrzahl von Leitschaufeln aufweist, die eine Schaufelreihe bilden und dazu ausgebildet sind, sich in einem Strömungspfad der Strömungsmaschine radial nach innen zu erstrecken. Das Leitschaufelrad weist des Weiteren zwei Boroskopzugänge auf, die jeweils zwischen zwei der Leitschaufeln ausgebildet sind. Es ist vorgesehen, dass die Mehrzahl von Leitschaufeln zwei Segmente mit jeweils mehreren Leitschaufeln bildet, die in Umfangsrichtung zueinander beabstandet sind. Dabei weisen die beiden Segmente die gleiche, konstante Gitterteilung auf. Die beiden Segmente sind derart beabstandet, dass die jeweils äußerste, an das jeweils andere Segment angrenzende Leitschaufel von der benachbarten Leitschaufel des anderen Segments in Umfangsrichtung einen vergrößerten Abstand aufweist, der gleich der 1 ,3- fachen bis 1 ,7-fachen Gitterteilung ist, wobei die Summe der vergrößerten Abstände gleich der 3-fachen Gitterteilung ist. Dabei wird durch den vergrößerten Abstand zwischen den zwei benachbarten äußersten Leitschaufeln der beiden Segmente jeweils eine vergrößerte Schaufelpassage zwischen diesen Leitschaufeln bereitgestellt. Die beiden Boroskopzugänge sind im Bereich der vergrößerten Schaufelpassagen ausgebildet.
Danach beruht die erfindungsgemäße Lösung auf dem Gedanken, in einem Leitschaufelrad mit konstanter Teilung zwei Segmente mit jeweils mehreren Leitschaufeln auszubilden, deren äußersten Leitschaufeln (die den Rand des jeweiligen Segments bilden) einen vergrößerten Abstand zueinander aufweisen, wobei die Summe der vergrößerten Abstände gleich der 3-fachen Gitterteilung ist. Dem entspricht, dass in dem erfindungsgemäß bereitgestellten Leitschaufelrad - verglichen mit einem Leitschaufelrad ohne vergrößerte Abstände - eine Leitschaufel entfernt worden ist und die beiden Segmente den hierdurch gewonnenen Abstand dazu nutzen, zwischen sich einen vergrößerten Abstand bereitzustellen. Dementsprechend ist die Summe der vergrößerten Abstände zwischen den beiden Segmenten gleich der 3-fachen Gitterteilung (zweimal der „normale“ Abstand und einmal der durch die Entfernung einer Leitschaufel gewonnene Abstand).
Die erfindungsgemäße Lösung gewährleistet bei einer Verkleinerung des Gasgenerators einen boroskopischen Zugang in sein Inneres. Sie erlaubt eine fotografische Skalierung eines Verdichters unter Beibehaltung der Möglichkeit, bisher verwendete Boroskope und andere Werkzeuge weiterhin für Inspektion und Wartung einzusetzen. Dabei werden zwei Positionen für Boroskopzugänge bereitgestellt. Im Bereich der Boroskopzugänge wird die Strömung zwar aerodynamisch geschwächt, jedoch dabei von der benachbarten, unveränderten Stator-Beschaufelung gestützt. Die räumliche Ausdehnung der so entstandenen Strömung ist somit klein.
Es wird darauf hingewiesen, dass die Aufteilung der Beschaufelung in zwei Segmente in der in Anspruch 1 definierten Weise äquivalent ist zu der folgenden Konstruktionsvorschrift zur Herstellung des Leitschaufelrads. Bei einem Leitschaufelrad mit einer Schaufelreihe mit konstanter Teilung um den gesamten Umfang wird an beliebiger Stelle eine Schaufel entfernt, so dass an einer ersten Umfangsposition der Abstand zwischen zwei Schaufeln der doppelten Teilung entspricht. An einer weiteren Position, die der ersten Umfangsposition gegenüberliegend sein kann, aber nicht muss, wird der verbleibende Schaufelring geteilt und in zwei Segmente aufgeteilt. Die beiden Segmente können dabei gleich groß sein oder nahezu gleich groß sein, wobei „nahezu gleich groß“ bedeutet, dass die beiden Segmente sich bei einer ungeraden Gesamtzahl von Leitschaufeln um nur eine Schaufel im Hinblick auf ihre Schaufelzahl unterscheiden.
Die beiden entstandenen Segmente werden nun gegeneinander verdreht, und zwar um das 1 ,3-fache bis 1 ,7-fache der Gitterteilung, so dass an zwei Umfangsposition zwei vergrößerte Schaufelpassagen entstehen, deren Teilung dem 1 ,3-fachen bis 1 ,7-fachen der Gitterteilung entspricht. Beispielsweise entspricht der vergrößerte Abstand an der einen Umfangsposition dem 1 ,3-fachen der Gitterteilung und entspricht der vergrößerte Abstand an der anderen Umfangsposition dem 1 ,7-fachen der Gitterteilung. In einem anderen Beispiel entspricht der vergrößerte Abstand an beiden Umfangsposition dem 1 ,5-fachen der Gitterteilung. Durch die vergrößerten Abstände zwischen den beiden Segmenten wird ausreichend Platz für die Bereitstellung von zwei Boroskopzugängen bereitgestellt.
Es wird darauf hingewiesen, dass der vergrößerten Abstand zwischen den beiden Segmenten ebenso wie die Teilung definiert ist, nämlich als Abstand zwischen den Vorderkanten der Schaufeln in Umfangsrichtung in einer betrachteten Schaufelhöhe. Insofern kann der vergrößerte Abstand auch als vergrößerte Teilung oder als vergrößerter Teilungsabstand bezeichnet werden.
Eine Ausgestaltung der Erfindung sieht vor, dass die beiden Segmente derart beabstandet sind, dass die jeweils äußerste, an das jeweils andere Segment angrenzende Leitschaufel von der benachbarten Leitschaufel des anderen Segments in Umfangsrichtung einen vergrößerten Abstand aufweist, der gleich der 1 ,5-fachen Gitterteilung ist. Der Abstand zwischen den beiden Segmenten ist somit an beiden Umfangspositionen identisch.
Eine weitere Ausgestaltung der Erfindung sieht vor, dass die Leitschaufeln eines Segments das gleiche Schaufelprofil aufweisen. Dabei kann weiter vorgesehen sein, dass die Leitschaufeln des einen Segments das gleiche Schaufelprofil aufweisen wie die Leitschaufeln des anderen Segments. Grundsätzlich ist es davon abweichend alternativ möglich, dass sich die Schaufelprofile innerhalb eines Segments und/oder zwischen den Segmenten unterscheiden, um die Periodizität der Schaufelanordnung zu brechen und hierdurch Störungen zu erzeugen, die beispielsweise einer sogenannten rotierenden Ablösung („rotating stall“) entgegenwirken.
Eine weitere Ausgestaltung sieht vor, dass die beiden Segmente die gleiche Anzahl von Leitschaufeln aufweisen oder die Anzahl der Leitschaufeln der beiden Segmente sich nur um eine Leitschaufel unterscheidet (wenn die Gesamtzahl der Leitschaufeln ungerade ist). Dies bedeutet, dass die beiden Segmente sich über den gleichen Umfangswinkel erstrecken bzw. gleich groß sind.
Alternativ kann vorgesehen sein, dass die beiden Segmente eine unterschiedliche Anzahl von Leitschaufeln aufweisen, wobei die Anzahl der Leitschaufeln sich um mindestens zwei unterscheidet. Dementsprechend erstrecken sich die beiden Segmente über einen unterschiedlichen Umfangswinkel bzw. sind unterschiedlich groß. Die Größe der Segmente kann derart gewählt werden, dass an den erforderlichen Umfangspositionen die Boroskopzugänge bereitgestellt werden.
Gemäß einer Ausgestaltung der Erfindung ist vorgesehen, dass die Boroskopzugänge derart zu den jeweils benachbarten äußersten Leitschaufeln der beiden Segmente in der Kranzoberfläche des Leitschaufelrads angeordnet sind, dass der minimale Abstand zu der jeweils benachbarten äußersten Laufschaufel der gleiche ist. Der vorhandene Raum zwischen zwei benachbarten Leitschaufeln mit vergrößerten Abstand wird dementsprechend dahingehend optimal genutzt, dass der verbleibende Abstand zwischen dem Boroskopzugang und der jeweils angrenzenden Leitschaufel zu beiden Seiten identisch ist.
Dabei kann vorgesehen sein, dass die Boroskopzugänge im axial vorderen Bereich der jeweiligen vergrößerten Schaufelpassage ausgebildet sind. Beispielsweise ist vorgesehen, dass der axial vorderste Punkt der Boroskopzugänge an eine Umfangslinie angrenzt, die die Vorderkanten der Leitschaufeln des Leitschaufelrads verbindet.
Die Boroskopzugänge sind beispielsweise als im Querschnitt kreisförmige, radial verlaufende Öffnungen im Leitschaufelrad ausgebildet, wobei abhängig von der Querschnittsform des Schafts des verwendeten Boroskops auch andere Querschnittsformen des Boroskopzugangs wie beispielsweise eine elliptische oder eine rechteckige Querschnittsform möglich sind.
Gemäß einem Ausführungsbeispiel weisen die Boroskopzugänge einen Durchmesser im Bereich zwischen 5 mm und 8 mm auf.
In einem weiteren Erfindungsaspekt betrifft die Erfindung ein Gasturbinentriebwerk, insbesondere für ein Luftfahrzeug mit einem erfindungsgemäßen Leitschaufelrad. Dabei kann vorgesehen sein, dass das Gasturbinentriebwerk aufweist: einen Triebwerkskern, der eine Turbine, einen Verdichter mit einem erfindungsgemäßen Leitschaufelrad und eine die Turbine mit dem Verdichter verbindende, als Hohlwelle ausgebildete Turbinenwelle umfasst; einen Fan, der stromaufwärts des Triebwerkskerns positioniert ist, wobei der Fan mehrere Fanschaufeln umfasst; und ein Getriebe, das einen Eingang von der Turbinenwelle empfängt und Antrieb für den Fan zum Antreiben des Fans mit einer niedrigeren Drehzahl als die Turbinenwelle abgibt.
Eine Ausgestaltung hierzu kann vorsehen, dass die Turbine eine erste Turbine ist, der Verdichter ein erster Verdichter ist und die Turbinenwelle eine erste Turbinenwelle ist; der Triebwerkskern ferner eine zweite Turbine, einen zweiten Verdichter und eine zweite Turbinenwelle, die die zweite Turbine mit dem zweiten Verdichter verbindet, umfasst; und die zweite Turbine, der zweite Verdichter und die zweite Turbinenwelle dahingehend angeordnet sind, sich mit einer höheren Drehzahl als die erste Turbinenwelle zu drehen.
Es wird darauf hingewiesen, dass die vorliegende Erfindung bezogen auf ein zylindrisches Koordinatensystem beschrieben ist, das die Koordinaten x, r und (p aufweist. Dabei gibt x die axiale Richtung, r die radiale Richtung und (p 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 110 Inch), 290 cm (etwa 115 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’1K’1/(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, 11 , 11 ,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 Herstellung solch einer Blisk oder solch eines Bling verwendet werden. Beispielsweise kann zumindest ein Teil der Gebläseschaufeln aus einem Block maschinell herausgearbeitet werden und/oder mindestens ein Teil der Gebläseschaufeln kann durch Schweißen, wie z. B. lineares Reibschweißen, an der Nabe/Scheibe angebracht werden.
Die Gasturbinentriebwerke, die hier beschrieben und/oder beansprucht werden, können oder können nicht mit einer VAN (Variable Area Nozzle - Düse mit variablem Querschnitt) versehen sein. Solch eine Düse mit variablem Querschnitt kann eine Variation des Ausgangsquerschnitts des Bypasskanals im Gebrauch gestatten. Die allgemeinen Prinzipien der vorliegenden Offenbarung können auf Triebwerke mit oder ohne eine VAN zutreffen.
Das Gebläse einer Gasturbine, die hier beschrieben und/oder beansprucht wird, kann eine beliebige gewünschte Anzahl an Gebläseschaufeln, beispielsweise 16, 18, 20 oder 22 Gebläseschaufeln, aufweisen.
Gemäß der hier erfolgenden Verwendung können Konstantgeschwindigkeitsbedingungen Konstantgeschwindigkeitsbedingungen eines Luftfahrzeugs, an dem das Gasturbinentriebwerk angebracht ist, bedeuten. Solche Konstantgeschwindigkeitsbedingungen können herkömmlicherweise als die Bedingungen während des mittleren Teils des Flugs definiert werden, beispielsweise die Bedingungen, denen das Luftfahrzeug und/oder das Triebwerk zwischen (hinsichtlich Zeit und/oder Entfernung) dem Ende des Steigflugs und dem Beginn des Sinkflugs ausgesetzt wird bzw. werden.
Lediglich als ein Beispiel kann die Vorwärtsgeschwindigkeit bei der Konstantgeschwindigkeitsbedingung bei einem beliebigen Punkt im Bereich von Mach 0,7 bis 0,9, beispielsweise 0,75 bis 0,85, beispielsweise 0,76 bis 0,84, beispielsweise 0,77 bis 0,83, beispielsweise 0,78 bis 0,82, beispielsweise 0,79 bis 0,81 , beispielsweise in der Größenordnung von Mach 0,8, in der Größenordnung von Mach 0,85 oder in dem Bereich von 0,8 bis 0,85 liegen. Eine beliebige Geschwindigkeit innerhalb dieser Bereiche kann die Konstantfahrtbedingung sein. Bei einigen Luftfahrzeugen können die Konstantfahrtbedingungen außerhalb dieser Bereiche, beispielsweise unter Mach 0,7 oder über Mach 0,9, liegen. Lediglich als ein Beispiel können die Konstantgeschwindigkeitsbedingungen standardmäßigen atmosphärischen Bedingungen bei einer Höhe, die im Bereich von 10.000 m bis 15.000 m, beispielsweise im Bereich von 10.000 m bis 12.000 m, beispielsweise im Bereich von 10.400 m bis 11.600 m (etwa 38.000 Fuß) beispielsweise im Bereich von 10.500 m bis 11.500 m, beispielsweise im Bereich von 10.600 m bis 11.400 m, beispielsweise im Bereich von 10.700 m (etwa 35.000 Fuß) bis 11.300 m, beispielsweise im Bereich von 10.800 m bis 11.200 m, beispielsweise im Bereich von 10.900 m bis 11.100 m, beispielsweise in der Größenordnung von 11.000 m, liegt, entsprechen. Die Konstantgeschwindigkeitsbedingungen können standardmäßigen atmosphärischen Bedingungen bei einer beliebigen gegebenen Höhe in diesen Bereichen entsprechen.
Lediglich als ein Beispiel können die Konstantgeschwindigkeitsbedingungen Folgendem entsprechen: einer Vorwärts-Mach-Zahl von 0,8; einem Druck von 23.000 Pa und einer Temperatur von -55 Grad C.
So wie sie hier durchweg verwendet werden, können „Konstantgeschwindigkeit“ oder „Konstantgeschwindigkeitsbedingungen“ den aerodynamischen Auslegungspunkt bedeuten. Solch ein aerodynamischer Auslegungspunkt (oder ADP - Aerodynamic Design Point) kann den Bedingungen (darunter beispielsweise die Mach-Zahl, Umgebungsbedingungen und Schubanforderung), für die der Gebläsebetrieb ausgelegt ist, entsprechen. Dies kann beispielsweise die Bedingungen, bei denen das Gebläse (oder das Gasturbinentriebwerk) konstruktionsgemäß den optimalen Wirkungsgrad aufweist, bedeuten.
Im Gebrauch kann ein Gasturbinentriebwerk, das hier beschrieben und/oder beansprucht wird, bei den Konstantgeschwindigkeitsbedingungen, die hier an anderer Stelle definiert werden, betrieben werden. Solche Konstantgeschwindigkeitsbedingungen können von den Konstantgeschwindigkeitsbedingungen (beispielsweise den Bedingungen während des mittleren Teils des Fluges) eines Luftfahrzeugs, an dem mindestens ein (beispielsweise 2 oder 4) Gasturbinentriebwerk zur Bereitstellung von Schubkraft befestigt sein kann, bestimmt werden.
Für den Fachmann ist verständlich, dass ein Merkmal oder Parameter, das bzw. der in Bezug auf einen der obigen Aspekte beschrieben wird, bei einem beliebigen anderen Aspekt angewendet werden kann, sofern sie sich nicht gegenseitig ausschließen. Des Weiteren kann ein beliebiges Merkmal oder ein beliebiger Parameter, das bzw. der hier beschrieben wird, bei einem beliebigen Aspekt angewendet werden und/oder mit einem beliebigen anderen Merkmal oder Parameter, das bzw. der hier beschrieben wird, kombiniert werden, sofern sie sich nicht gegenseitig ausschließen.
Die Erfindung wird nachfolgend unter Bezugnahme auf die Figuren der Zeichnung anhand mehrerer Ausführungsbeispiele näher erläutert. Es zeigen:
Figur 1 eine Seitenschnittansicht eines Gasturbinentriebwerks;
Figur 2 eine Seitenschnittgroßansicht eines stromaufwärtigen Abschnitts eines Gasturbinentriebwerks;
Figur 3 eine zum Teil weggeschnitte Ansicht eines Getriebes für ein Gasturbinentriebwerk;
Figur 4 den grundlegenden geometrischen Aufbau und die Basisbezeichnungen an einem Verdichtergitter;
Figur 5 in perspektivischer Ansicht ein Verdichtergehäuse, das eine Mehrzahl von Leitschaufelrädern mit jeweils einer Leitschaufelreihe umfasst;
Figur 6 ein Ausführungsbeispiel eines Leitschaufelrads, das zwei Segmente umfasst, die durch Bereiche vergrößerten Abstands in Umfangsrichtung voneinander getrennt sind;
Figur ? ein Leitschaufelrad gemäß dem Stand der Technik mit konstanter Teilung über das gesamte Leitschaufelrad;
Figur 8 ein Leitschaufelrad gemäß Figur 7, bei dem eine Leitschaufel entfernt worden ist; und
Figur 9 eine schematische Darstellung der Anordnung eines Boroskopzugangs zwischen zwei Leitschaufeln bei einem Leitschaufelrad gemäß der Figur 6.
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 11 , der den Kernluftstrom A aufnimmt. Der Triebwerkskern 11 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.
Eine beispielhafte Anordnung für ein Getriebegebläse-Gasturbinentriebwerk 10 wird in Figur 2 gezeigt. Die Niederdruckturbine 19 (siehe Figur 1) treibt die Welle 26 an, die mit einem Sonnenrad 28 der Epizykloidengetriebeanordnung 30 gekoppelt ist. Mehrere Planetenräder 32, die durch einen Planetenträger 34 miteinander gekoppelt sind, befinden sich von dem Sonnenrad 28 radial außen und kämmen damit. Der Planetenträger 34 beschränkt die Planetenräder 32 darauf, synchron um das Sonnenrad 28 zu kreisen, während er ermöglicht, dass sich jedes Planetenrad 32 um seine eigene Achse drehen kann. Der Planetenträger 34 ist über Gestänge 36 mit dem Gebläse 23 dahingehend gekoppelt, seine Drehung um die Triebwerksachse 9 anzutreiben. Ein Außenrad oder Hohlrad 38, das über Gestänge 40 mit einer stationären Stützstruktur 24 gekoppelt ist, befindet sich von den Planetenrädern 32 radial außen und kämmt damit.
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.
Das Epizykloidengetriebe 30 wird in Figur 3 beispielhaft genauer gezeigt. Das Sonnenrad 28, die Planetenräder 32 und das Hohlrad 38 umfassen jeweils Zähne um ihre Peripherie zum Kämmen mit den anderen Zahnrädern. Jedoch werden der Übersichtlichkeit halber lediglich beispielhafte Abschnitte der Zähne in Figur 3 dargestellt. Obgleich vier Planetenräder 32 dargestellt werden, liegt für den Fachmann auf der Hand, dass innerhalb des Schutzumfangs der beanspruchten Erfindung mehr oder weniger Planetenräder 32 vorgesehen sein können. Praktische Anwendungen eines Epizykloidengetriebes 30 umfassen allgemein mindestens drei Planetenräder 32.
Das in Figur 2 und 3 beispielhaft dargestellte Epizykloidengetriebe 30 ist ein Planetengetriebe, bei dem der Planetenträger 34 über Gestänge 36 mit einer Ausgangswelle gekoppelt ist, wobei das Hohlrad 38 festgelegt ist. Jedoch kann eine beliebige andere geeignete Art von Epizykloidengetriebe 30 verwendet werden. Als ein weiteres Beispiel kann das Epizykloidengetriebe 30 eine Sternanordnung sein, bei der der Planetenträger 34 festgelegt gehalten wird, wobei gestattet wird, dass sich das Hohlrad (oder Außenrad) 38 dreht. Bei solch einer Anordnung wird das Gebläse 23 von dem Hohlrad 38 angetrieben. Als ein weiteres alternatives Beispiel kann das Getriebe 30 ein Differenzialgetriebe sein, bei dem gestattet wird, dass sich sowohl das Hohlrad 38 als auch der Planetenträger 34 drehen.
Es versteht sich, dass die in Figur 2 und 3 gezeigte Anordnung lediglich beispielhaft ist und verschiedene Alternativen in dem Schutzumfang der vorliegenden Offenbarung liegen. Lediglich beispielhaft kann eine beliebige geeignete Anordnung zur Positionierung des Getriebes 30 in dem Triebwerk 10 und/oder zur Verbindung des Getriebes 30 mit dem Triebwerk 10 verwendet werden. Als ein weiteres Beispiel können die Verbindungen (z. B. die Gestänge 36, 40 in dem Beispiel von Figur 2) zwischen dem Getriebe 30 und anderen Teilen des Triebwerks 10 (wie z. B. der Eingangswelle 26, der Ausgangswelle und der festgelegten Struktur 24) einen gewissen Grad an Steifigkeit oder Flexibilität aufweisen. Als ein weiteres Beispiel kann eine beliebige geeignete Anordnung der Lager zwischen rotierenden und stationären Teilen des Triebwerks (beispielsweise zwischen der Eingangs- und der Ausgangswelle des Getriebes und den festgelegten Strukturen, wie z. B. dem Getriebegehäuse) verwendet werden, und die Offenbarung ist nicht auf die beispielhafte Anordnung von Figur 2 beschränkt. Beispielsweise ist für den Fachmann ohne Weiteres erkenntlich, dass sich die Anordnung von Ausgang und Stützgestängen und Lagerpositionierungen bei einer Sternanordnung (oben beschrieben) des Getriebes 30 in der Regel von jenen, die beispielhaft in Figur 2 gezeigt werden, unterscheiden würden.
Entsprechend dehnt sich die vorliegende Offenbarung auf ein Gasturbinentriebwerk mit einer beliebigen Anordnung der Getriebearten (beispielsweise sternförmig oder planetenartig), Stützstrukturen, Eingangs- und Ausgangswellenanordnung und Lagerpositionierungen aus.
Optional kann das Getriebe Neben- und/oder alternative Komponenten (z. B. den Mitteldruckverdichter und/oder einen Nachverdichter) antreiben.
Andere Gasturbinentriebwerke, bei denen die vorliegende Offenbarung Anwendung finden kann, können alternative Konfigurationen aufweisen. Beispielsweise können derartige Triebwerke eine alternative Anzahl an Verdichtern und/oder Turbinen und/oder eine alternative Anzahl an Verbindungswellen aufweisen. Als ein weiteres Beispiel weist das in Figur 1 gezeigte Gasturbinentriebwerk eine Teilungsstromdüse 20, 22 auf, was bedeutet, dass der Strom durch den Bypasskanal 22 seine eigene Düse aufweist, die von der Triebwerkskerndüse 20 separat und davon radial außen ist. Jedoch ist dies nicht einschränkend und ein beliebiger Aspekt der vorliegenden Offenbarung kann auch auf Triebwerke zutreffen, bei denen der Strom durch den Bypasskanal 22 und der Strom durch den Kern 11 vor (oder stromaufwärts) einer einzigen Düse, die als eine Mischstromdüse bezeichnet werden kann, vermischt oder kombiniert werden. Eine oder beide Düsen (ob Misch- oder Teilungsstrom) kann einen festgelegten oder variablen Bereich aufweisen. Obgleich sich das beschriebene Beispiel auf ein Turbogebläsetriebwerk bezieht, kann die Offenbarung beispielsweise bei einer beliebigen Art von Gasturbinentriebwerk, wie z. B. bei einem Open-Rotor- (bei dem die Gebläsestufe nicht von einer Triebwerksgondel umgeben wird) oder einem Turboprop- Triebwerk, angewendet werden. Bei einigen Anordnungen umfasst das Gasturbinentriebwerk 10 möglicherweise kein Getriebe 30. Die Geometrie des Gasturbinentriebwerks 10 und Komponenten davon wird bzw. werden durch ein herkömmliches Achsensystem definiert, das eine axiale Richtung (die auf die Drehachse 9 ausgerichtet ist), eine radiale Richtung (in der Richtung von unten nach oben in Figur 1 ) und eine Umfangsrichtung (senkrecht zu der Ansicht in Figur 1 ) umfasst. Die axiale, die radiale und die Umfangsrichtung verlaufen senkrecht zueinander.
Im Kontext der vorliegenden Erfindung ist die Ausgestaltung der Leitschaufelräder bzw. Statoren im Verdichter oder alternativ in der Turbine von Bedeutung.
Zunächst wird dabei anhand der Figur 4 der grundlegende Aufbau eines Verdichtergitters beschrieben. Das Verdichtergitter ist in üblicher Darstellung im Meridianschnitt und abgerollt dargestellt. Es umfasst eine Mehrzahl von Schaufeln S, die jeweils eine Vorderkante SVK und eine Hinterkante SHK aufweisen. Die Vorderkanten SVK liegen auf einer gedachten Linie Li, die Hinterkanten SHK liegen auf einer gedachten Linie L2. Die Linien Li und L2 verlaufen parallel. Die Schaufeln S umfassen des Weiteren jeweils eine Saugseite SS und eine Druckseite DS. Ihre maximale Profildicke ist mit d angegeben.
Das Verdichtergitter weist eine Gitterteilung t und eine Profilsehne s mit einer Profilsehnenlänge Sk auf. Die Gitterteilung t ist der Abstand der Schaufeln S zueinander in Umfangsrichtung. Die Gitterteilung ist dabei am Gittereintritt und am Gitteraustritt gleich groß. Die Profilsehne s ist die Verbindungslinie zwischen der Vorderkante SVK und der Hinterkante SHK des Profils. Zwischen der Profilsehne s und der Senkrechten auf der Linie Li (wobei die Senkrechte zumindest näherungsweise der durch die Maschinenachse definierten Richtung entspricht) ist der Schaufel-Staffelungswinkel (im folgenden Staffelungswinkel) as gebildet. Der Staffelungswinkel as gibt die Neigung der Schaufeln S an.
Die Schaufeln S weisen eine Skelettlinie SL auf, die auch als Profilmittellinie bezeichnet wird. Diese ist definiert durch die Verbindungslinie der in das Profil einbeschriebenen Kreismittelpunkte. Die Tangente an die Skelettlinie SL an der Vorderkante ist mit Ti bezeichnet. Die Tangente an die Skelettleitlinie SL an der Hinterkante ist mit T2 bezeichnet. Der Winkel, unter dem sich die beiden Tangenten Ti, T2 schneiden, ist der Schaufelwölbungswinkel A. Die Zuströmrichtung, mit der Gas auf das Gitter zuströmt, ist mit Z und die Abströmrichtung, mit der Gas vom Gitter weg strömt, ist mit D gekennzeichnet. Der Inzidenzwinkel ßi ist definiert als der Winkel zwischen der Tangenten Ti und der Zuströmrichtung Z. Der Deviationswinkel ß2 ist definiert als der Winkel zwischen der Tangenten T2 und der Abströmrichtung A. Der Schaufelaustrittswinkel yi ist definiert als der Winkel zwischen der Tangenten Ti an die Skelettlinie SL und der Senkrechten auf der Linie Li. Der Schaufelaustrittswinkel Y2 ist definiert als der Winkel zwischen der Tangenten T2 an die Skelettlinie SL und der Senkrechten auf der Linie L2.
Im Rahmen der vorliegenden Erfindung ist die Gitterteilung t von Bedeutung. Dabei wird darauf hingewiesen, dass die Gitterteilung t abhängig von der Form der Leitschaufeln von der radialen Höhe des Gitterschnitts abhängig sein kann, d. h. die Gitterteilung t kann in Abhängigkeit davon, ob ein Gehäuseschnitt, ein Mittenschnitt oder ein Blattspitzenschnitt betrachtet wird, unterschiedlich sein. Im Rahmen der vorliegenden Beschreibung und Offenbarung wird der Gehäuseschnitt betrachtet, wobei jedoch auch ein anderer Schnitt betrachtet werden kann.
Die Figur 5 zeigt in teilweise geschnittener Ansicht das Verdichtergehäuse 400 eines Verdichters eines Gasturbinentriebwerks, beispielsweise das Verdichtergehäuse des Niederdruckverdichters 14 oder des Hochdruckverdichters 15 des Gasturbinentriebwerks der Figur 1 , das den Hauptströmungspfad 6 durch das Kerntriebwerk radial außen begrenzt. Das Verdichtergehäuse 400 umfasst eine Mehrzahl von Leitschaufelrädern 4, die jeweils eine Mehrzahl von Leitschaufeln 41 aufweisen, die jeweils eine Schaufelreihe 42 bilden. Die Leitschaufeln 41 erstrecken sich dabei radial nach innen in den Hauptströmungspfad 6.
Nicht dargestellt sind Rotoren, die in an sich bekannter Weise jeweils zwischen den Leitschaufelrädern 4 angeordnet sind und die den Hauptströmungspfad 6 radial innen begrenzen, so dass der Hauptströmungspfad 6 durch einen Ringraum gebildet wird.
An jedem Leitschaufelrad 4 erstrecken sich die Leitschaufeln 41 ausgehend von einer Wandung 43 radial nach innen, wobei die Wandung 43 einen Bestandteil des Verdichtergehäuses 400 bildet. Die Wandung 43 bildet an ihrer dem Hauptströmungspfad 6 zugewandten Innenseite eine Kranzoberfläche 450 aus, von welcher aus sich die Leitschaufeln 41 erstrecken.
Es kann vorgesehen sein, dass die Leitschaufeln 41 in an sich bekannter Weise in ihrem Staffelungswinkel einstellbar sind.
In der Figur 5 ist des Weiteren dargestellt, dass in einem der Leitschaufelräder 4, nämlich in dessen Wandung 43 ein Boroskopzugang 51 ausgebildet ist. Der Boroskopzugang 51 ist dabei in Umfangsrichtung derart angeordnet, dass er sich zwischen zwei Leitschaufeln 41 befindet. Der Boroskopzugang 51 ist im Querschnitt kreisförmig und bildet eine radial verlaufende Öffnung im Leitschaufelrad 4 bzw. dessen Wandung 43. Der Boroskopzugang 51 dient dazu, ein Boroskop (nicht dargestellt) zu Inspektionszwecken oder Wartungszwecken aufzunehmen. Dabei weist der Boroskopzugang 51 einen Durchmesser D auf, der normiert ist und beispielsweise im Bereich zwischen 5 mm und 8 mm liegt.
Die Figur 6 zeigt ein Ausführungsbeispiel eines Leitschaufelrads 4, das zwei Boroskopzugänge 51 , 52 ausbildet, die an beabstandeten Umfangspositionen des Leitschaufelrads 4 realisiert sind.
Dabei bildet die Mehrzahl von Leitschaufeln 41 des Leitschaufelrads 4 zwei Segmente 410, 420 von Leitschaufeln, wobei die beiden Segmente 410, 420 in Umfangsrichtung zueinander beabstandet sind. Es ist vorgesehen, dass beide Segmente 410, 420 die gleiche, konstante Gitterteilung t aufweisen.
Es kann vorgesehen sein, dass die Leitschaufeln 41 der beiden Segmente 410, 420 identisch ausgebildet sind, insbesondere das gleiche Schaufelprofil aufweisen. Dies ist jedoch nicht notwendigerweise der Fall. Alternativ kann vorgesehen sein, dass innerhalb eines oder beider Segmente 410, 420 die Schaufelprofile variieren, oder dass in den beiden Segmenten 410, 420 unterschiedlich ausgebildete Schaufelprofile realisiert sind.
Das eine Segment 410 weist zwei äußerste, an das andere Segment 420 angrenzende Leitschaufeln 411 , 412 auf. In entsprechender Weise weist das andere Segment 420 zwei äußerste, an das eine Segment 410 angrenzende Leitschaufeln 421 , 422 auf. Dabei sind die aneinander angrenzenden Leitschaufeln 411 , 421 und 412, 422 der beiden Segmente 410, 420 derart beabstandet, dass der zwischen diesen Leitschaufeln 411 , 421 und 412, 422 in Umfangsrichtung bestehende Abstand 71 , 72 gegenüber dem durch die Teilung t definierten Abstand vergrößert ist. So ist der Abstand 71 gleich dem 1 ,3- fachen bis 1 ,7-fachen der Gitterteilung t. Der Abstand 72 ist gleich dem 1 ,7-fachen bis 1 ,3-fachen der Gitterteilung t. Die Summe der Abstände 71 , 72 ist gleich der dreifachen Gitterteilung, wie noch erläutert werden wird.
Dabei sieht eine Ausführungsvariante vor, dass die Abstände 71 , 72 identisch und gleich der 1 ,5-fachen Gitterteilung t sind. Durch den vergrößerten Abstand 71 , 72 zwischen den benachbarten äußersten Leitschaufeln 411 , 412, 421 , 422 der beiden Segmente 410, 420 wird jeweils eine vergrößerte Schaufelpassage 710, 720 zwischen diesen Leitschaufeln 411 , 412, 421 , 422 bereitgestellt. Dabei ist vorgesehen, dass die beiden Boroskopzugänge 51 , 52 im Bereich der vergrößerten Schaufelpassagen 710, 720 ausgebildet sind. Sie erstrecken sich dabei, wie in Bezug auf die Figur 5 erläutert, in der Wandung 43 des Leitschaufelrads 4 im Bereich zwischen den betrachteten Leitschaufeln 411 , 412, 421 , 422.
Durch die vergrößerte Schaufelpassage 710, 720 wird die Ausbildung von Boroskopzugängen 51 , 52 auch bei Leitschaufelrädern ermöglicht, die in kleinen Gasgeneratoren ausgebildet sind und bei denen die Leitschaufeln in Umfangsrichtung einen nur geringen Abstand aufweisen.
Der beschriebene Abstand zwischen den jeweils äußersten Leitschaufeln der beiden Segmente 410, 420 entspricht einem Konstruktionsprinzip, das in Bezug auf die Figuren 7 und 8 erläutert wird.
Die Figur 7 zeigt ein konventionell ausgelegtes Leitschaufelrad 4 mit einer Vielzahl von Leitschaufeln 41 mit konstanter Teilung t um den gesamten Umfang. Die Konstruktion des Leitschaufelrads der Figur 6 entspricht der folgenden Vorgehensweise. Es wird gemäß der Figur 8 an einer beliebigen ersten Position 91 der Schaufelreihe eine Schaufel entfernt. Dies führt dazu, dass an dieser Position 91 der Abstand zweier Schaufeln 412, 422 der doppelten Teilung 2t entspricht.
An einer weiteren Position 92, die der ersten Position 91 gegenüberliegend sein kann (wobei dies nicht notwendigerweise der Fall ist), wird der verbleibende Schaufelring in zwei Segmente 410, 420 geteilt. Diese beiden Segmente 410, 420 werden um eine halbe Teilung gegeneinander verdreht, so dass gemäß der Figur 6 an zwei Umfangspositionen zwei vergrößerte Schaufelpassagen 710, 720 vorliegen, deren Teilung dem 1 ,5-fachen der Teilung t zwischen den übrigen Leitschaufeln 41 entspricht. Die Summe der vergrößerten Abstände im Bereich der vergrößerten Schaufelpassagen 710, 720 ist somit gleich der 3-fachen Teilung t. Dies ist anschaulich insofern unmittelbar klar, als die „normale“ Teilung zwischen zwei Leitschaufeln jeweils um den Faktor 1 ,5 erhöht wurde. Alternativ können die vergrößerten Abstände in den Schaufelpassagen 710, 720 unterschiedlich ausgebildet sein, wobei jedoch die Summe dieser Abstände weiterhin gleich der 3-fachen Teilung ist. Im Bereich der vergrößerten Schaufelpassagen 710, 720 werden die Boroskopzugänge 51 , 52 ausgebildet.
Die oben erläuterte Konstruktion des Leitschaufelrads der Figur 6 ist natürlich nur gedanklich zu verstehen. Die Herstellung des Leitschaufelrads der Figur 6 erfolgt mit den erweiterten Schaufelpassagen 710, 720 und den darin ausgebildeten Boroskopzugängen 51 , 52.
Die Figur 9 zeigt in abgerollter Darstellung im Gehäuseschnitt den Bereich der Wandung in der vergrößerten Schaufelpassage zwischen den beiden in Bezug auf die Figur 6 erläuterten Segmenten 410, 420. Dabei sind die äußerste, d. h. die sich an dem einen Rand des einen Segments 410 befindliche Leitschaufel 411 und die benachbarte äußerste, d. h. die sich an dem einen Rand des anderen Segments 420 befindliche Leitschaufel 421 dargestellt. Jede Leitschaufel 411 , 412 weist eine Vorderkante VK und eine Hinterkante HK auf. Die Vorderkanten VK sämtlicher Leitschaufeln 41 liegen auf einer gedachten Umfangslinie 8.
Die Wandung bildet innenseitig, d. h. angrenzend an den Hauptströmungspfad durch den Verdichter eine Kranzoberfläche 450 aus, von welcher ausgehend sich die Leitschaufeln 411 , 421 radial nach innen erstrecken.
Zwischen den beiden Leitschaufeln 411 , 421 ist ein Schaufelkanal bzw. eine Schaufelpassage 710 gebildet. Die Schaufelpassage 710 ist gegenüber der Schaufelpassage, die jeweils zwei Leitschaufeln 41 in den beiden Segmenten 410, 420 bilden, vergrößert. Dabei ist der Abstand 71 zwischen den beiden Leitschaufeln 411 , 421 gleich der 1 ,5-fachen Teilung t im Bereich der Segmente 410, 420.
Der Abstand 71 wird dabei ebenso wie die Teilung beispielsweise im Gehäuseschnitt betrachtet, d. h. in einem Schnitt, der unmittelbar an die Kranzoberfläche 450 angrenzt. In anderen Schnitten kann die Teilung t einen anderen Wert aufweisen, die Vergrößerung des Abstands um den Faktor 1 ,5 bleibt jedoch gleich.
Im Bereich der Kranzoberfläche 450 zwischen den beiden Leitschaufeln 411 , 421 ist der eine Boroskopzugang 51 ausgebildet. Er ist dabei insofern mittig zwischen den beiden Leitschaufeln 411 ,421 angeordnet, als der minimale Abstand 511 , 512 zu der jeweils benachbarten Leitschaufel 411 , 421 der gleiche ist. In entsprechender Weise ist auch der weitere Boroskopzugang 52 ausgebildet.
Weiter ist im dargestellten Ausführungsbeispiel, jedoch nicht notwendigerweise, der Boroskopzugang 51 im axial vorderen Bereich der vergrößerten Schaufelpassage 710 ausgebildet. Dabei grenzt der axial vorderste Punkt 510 des Boroskopzugangs 51 an die Umfangslinie 8 an, die die Vorderkanten VK der Leitschaufeln 41 des Leitschaufelrads verbindet. In alternativen Ausführungsvarianten ist der Boroskopzugang 51 im Hinblick auf seine axiale Position mittig zwischen der Vorderkante VK und der Hinterkante HK der Schaufeln 411 , 421 oder sogar mehr zur Hinterkante HK der Schaufeln 411 , 421 angeordnet.
Es versteht sich, dass die Erfindung nicht auf die oben beschriebenen Ausführungsformen beschränkt ist und verschiedene Modifikationen und Verbesserungen vorgenommen werden können, ohne von den hier beschriebenen Konzepten abzuweichen. Beispielsweise kann die Lage des Boroskopzugangs in der Schaufelpassage zwischen den randseitigen Schaufeln der beiden Segmente an anderer Stelle als dargestellt realisiert sein. Auch die Umfangserstreckung und die Anzahl der Schaufeln der beiden Segmente sind lediglich beispielhaft zu verstehen.
Es wird darauf hingewiesen, dass beliebige der beschriebenen Merkmale separat oder in Kombination mit beliebigen anderen Merkmalen eingesetzt werden können, sofern sie sich nicht gegenseitig ausschließen. Die Offenbarung dehnt sich auf alle Kombinationen und Unterkombinationen eines oder mehrerer Merkmale aus, die hier beschrieben werden und umfasst diese. Sofern Bereiche definiert sind, so umfassen diese sämtliche Werte innerhalb dieser Bereiche sowie sämtliche Teilbereiche, die in einen Bereich fallen.

Claims

25 Patentansprüche
1 . Leitschaufelrad (4) einer Strömungsmaschine, das aufweist:
- eine Mehrzahl von Leitschaufeln (41), die eine Schaufelreihe (42) bilden und dazu ausgebildet sind, sich in einem Strömungspfad (6) der Strömungsmaschine radial nach innen zu erstrecken, und
- zwei Boroskopzugänge (51 , 52), die jeweils zwischen zwei der Leitschaufeln (41) ausgebildet sind, dadurch gekennzeichnet, dass die Mehrzahl von Leitschaufeln (41) zwei Segmente (410, 420) mit jeweils mehreren Leitschaufeln (41 ) bildet, die in Umfangsrichtung zueinander beabstandet sind, wobei
- die beiden Segmente (410, 420) die gleiche, konstante Gitterteilung (t) aufweisen,
- die beiden Segmente (410, 420) derart beabstandet sind, dass die jeweils äußerste, an das jeweils andere Segment angrenzende Leitschaufel (411 , 412) von der benachbarten Leitschaufel (421 , 422) des anderen Segments in Umfangsrichtung einen vergrößerten Abstand (71 , 72) aufweist, der gleich der 1 ,3-fachen bis 1 ,7-fachen Gitterteilung ist, wobei die Summe der vergrößerten Abstände (71 , 72) gleich der 3-fachen Gitterteilung ist,
- wobei durch den vergrößerten Abstand (71 , 72) zwischen jeweils den zwei benachbarten äußersten Leitschaufeln (411 , 412, 421 , 422) der beiden Segmente (410, 420) jeweils eine vergrößerte Schaufelpassage (710, 720) zwischen diesen Leitschaufeln (411 , 412, 421 , 422) bereitgestellt ist und die beiden Boroskopzugänge (51 , 52) im Bereich der vergrößerten Schaufelpassagen (710, 720) ausgebildet sind.
2. Leitschaufelrad nach Anspruch 1 , dadurch gekennzeichnet, dass die beiden Segmente (410, 420) derart beabstandet sind, dass die jeweils äußerste, an das jeweils andere Segment angrenzende Leitschaufel (411 , 412) von der benachbarten Leitschaufel (421 , 422) des anderen Segments in Umfangsrichtung einen vergrößerten Abstand (71 ) aufweist, der gleich der 1 ,5-fachen Gitterteilung ist.
3. Leitschaufelrad nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass die Leitschaufeln (41 ) eines Segments (410, 420) das gleiche Schaufelprofil aufweisen. Leitschaufelrad nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, dass die Leitschaufeln (41) des einen Segments (410) das gleiche Schaufelprofil aufweisen wie die Leitschaufeln (41 ) des anderen Segments (420). Leitschaufelrad nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die beiden Segmente (410, 420) die gleiche Anzahl von Leitschaufeln (41) aufweisen oder die Anzahl der Leitschaufeln (41) der beiden Segmente (410, 420) sich nur um eine Leitschaufel (41) unterscheidet. Leitschaufelrad nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, dass die beiden Segmente (410, 420) eine unterschiedliche Anzahl von Leitschaufeln (41) aufweisen, wobei die Anzahl der Leitschaufeln (41) sich um mindestens zwei unterscheidet. Leitschaufelrad nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Boroskopzugänge (51 , 52) derart zu den jeweils benachbarten äußersten Leitschaufeln (411 , 412, 421 , 422) der beiden Segmente (410, 420) in der Kranzoberfläche (450) des Leitschaufelrads (4) angeordnet sind, dass der minimale Abstand (511 , 512) zu der jeweils benachbarten äußersten Laufschaufel (411 , 412, 421 , 422) der gleiche ist. Leitschaufelrad nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Boroskopzugänge (51 , 52) im axial vorderen Bereich der jeweiligen vergrößerten Schaufelpassage (710, 720) ausgebildet sind. Leitschaufelrad nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der axial vorderste Punkt (510) der Boroskopzugänge (51 , 52) an eine Umfangslinie (8) angrenzt, die die Vorderkanten (VK) der Leitschaufeln (41) des Leitschaufelrads (4) verbindet. Leitschaufelrad nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Boroskopzugänge (51 , 52) als im Querschnitt kreisförmige oder elliptische, radial verlaufende Öffnungen im Leitschaufelrad (4) ausgebildet sind. Leitschaufelrad nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Boroskopzugänge (51 , 52) einen Durchmesser (D) im Bereich zwischen 5 mm und 8 mm aufweisen. asturbinentriebwerk (10), das aufweist: einen Triebwerkskern (11), der eine Turbine (19), einen Verdichter (14) mit einem Leitschaufelrad nach Anspruch 1 und eine die Turbine mit dem Verdichter verbindende, als Hohlwelle ausgebildete Turbinenwelle (26) umfasst; - einen Fan (23), der stromaufwärts des Triebwerkskerns (11 ) positioniert ist, wobei der Fan (23) mehrere Fanschaufeln umfasst; und ein Getriebe (30), das einen Eingang von der Turbinenwelle (26) empfängt und Antrieb für den Fan (23) zum Antreiben des Fans mit einer niedrigeren Drehzahl als die Turbinenwelle (26) abgibt.
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WO (1) WO2022101029A1 (de)

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1586741A2 (de) * 2004-04-14 2005-10-19 General Electric Company Vorrichtung zur Dämpfung von Vibrationen der Leitschaufel einer Gasturbine
US20120099995A1 (en) * 2010-10-20 2012-04-26 General Electric Company Rotary machine having spacers for control of fluid dynamics
EP2597273A2 (de) * 2011-11-28 2013-05-29 Rolls-Royce plc Vorrichtung und Verfahren zur Inspektion einer Turbomaschine
DE102015213786A1 (de) 2015-07-22 2017-01-26 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Fluggasturbine mit in-situ-Wartungsöffnung mittels demontierbarer Leitschaufel eines Hochdruckkompressors
EP3477060A1 (de) * 2017-10-26 2019-05-01 Rolls-Royce plc Gehäuseanordnung und verfahren zur herstellung einer gehäuseanordnung für einen gasturbinenmotor

Family Cites Families (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US1534721A (en) 1924-04-28 1925-04-21 Aeg Construction of elastic-fluid turbines to prevent breakage of blades due to vibrations
US8381379B2 (en) 2009-04-17 2013-02-26 General Electric Company Apparatus and tools for use with compressors
DE102010045869A1 (de) 2010-08-03 2012-02-23 Mtu Aero Engines Gmbh Reinigung einer Turbomaschinenstufe
EP2594738A1 (de) 2011-11-18 2013-05-22 MTU Aero Engines GmbH Bearbeitungsgerät und Verfahren zum Bearbeiten eines innerhalb eines Gehäuses einer Gasturbine angeordneten Dichtungselements

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1586741A2 (de) * 2004-04-14 2005-10-19 General Electric Company Vorrichtung zur Dämpfung von Vibrationen der Leitschaufel einer Gasturbine
US20120099995A1 (en) * 2010-10-20 2012-04-26 General Electric Company Rotary machine having spacers for control of fluid dynamics
EP2597273A2 (de) * 2011-11-28 2013-05-29 Rolls-Royce plc Vorrichtung und Verfahren zur Inspektion einer Turbomaschine
DE102015213786A1 (de) 2015-07-22 2017-01-26 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Fluggasturbine mit in-situ-Wartungsöffnung mittels demontierbarer Leitschaufel eines Hochdruckkompressors
EP3477060A1 (de) * 2017-10-26 2019-05-01 Rolls-Royce plc Gehäuseanordnung und verfahren zur herstellung einer gehäuseanordnung für einen gasturbinenmotor

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