EP1389265B1 - Gasturbine - Google Patents

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EP1389265B1
EP1389265B1 EP02729832A EP02729832A EP1389265B1 EP 1389265 B1 EP1389265 B1 EP 1389265B1 EP 02729832 A EP02729832 A EP 02729832A EP 02729832 A EP02729832 A EP 02729832A EP 1389265 B1 EP1389265 B1 EP 1389265B1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
gas turbine
seal support
securing element
turbine according
lining
Prior art date
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Expired - Lifetime
Application number
EP02729832A
Other languages
English (en)
French (fr)
Other versions
EP1389265A1 (de
Inventor
Walter Gieg
Helmut Gröss
Klemens Hain
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
MTU Aero Engines AG
Original Assignee
MTU Aero Engines GmbH
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Filing date
Publication date
Family has litigation
First worldwide family litigation filed litigation Critical https://patents.darts-ip.com/?family=7684117&utm_source=***_patent&utm_medium=platform_link&utm_campaign=public_patent_search&patent=EP1389265(B1) "Global patent litigation dataset” by Darts-ip is licensed under a Creative Commons Attribution 4.0 International License.
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Expired - Lifetime legal-status Critical Current

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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
    • F01D25/246—Fastening of diaphragms or stator-rings
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
    • F01D11/12—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator using a rubstrip, e.g. erodible. deformable or resiliently-biased part
    • F01D11/127—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator using a rubstrip, e.g. erodible. deformable or resiliently-biased part with a deformable or crushable structure, e.g. honeycomb

Definitions

  • the invention relates to a gas turbine with a housing, with an axially flowed through low-pressure turbine and / or turbine area, with at least one blade ring with shroud and vanes in the low pressure and / or turbine area and with at least one shroud, consisting of several, in the circumferential direction lined up Segments, according to the preamble of claim 1.
  • Such a conventional embodiment of the shrouds is known for example from DE-C-27 45 130.
  • the shrouds are here with “covers (10)” or with “shroud covers (1o)” referred to, the inlet linings with “sealing surfaces (11)".
  • the housing (13) of the gas turbine has fastening elements (cylinders 14) which carry both the guide vanes (1) and the shrouds (covers 10).
  • the radially outer, upstream ends of the vanes (1) surround claws (bulges 22) of the fasteners claw-like, in the same way do the downstream ends of the shrouds.
  • US-A-4,242,042 protects a gap maintaining system for gas turbines in which cooling air is guided longitudinally on the inside of a turbine housing (10), in particular a low-pressure turbine.
  • the cooling air flow moves radially outward of the vanes and outside of the shrouds (14) surrounding shrouds.
  • the segments of the shroud rings each comprise two functional elements, namely a seal carrier (20) provided with an inlet lining and a further bowl-like element (26, 28), which only in the region of its axially front and rear end and optionally in the middle region on the seal carrier (20) is present.
  • the elements (26, 28) act as a thermally insulating shield between the hot seal carrier (20) and the air-cooled housing (10).
  • the seal carrier has at its upstream end a hook-like extension, with which it holds the radially outer end of at least one guide vane (12) in a form-fitting manner.
  • the disadvantage here is that the hook-like extension is exposed to the hot gases, so that with wear,
  • the object of the invention is to make in a gas turbine with the features of the preamble of claim 1 a segmented shroud with seal carrier function and Leitschaufelommesfunktion so that increases thermal stress relief of the Leitschaufelbefest Trentsstellen and the turbine housing mechanical strength and thus wear and plastic deformation strong be reduced or avoided.
  • the vane securing function should be met with the highest reliability.
  • each segment of the jacket ring comprises a seal carrier and a securing element.
  • the components "seal carrier” and “fuse element” touch, but they are not firmly connected.
  • the seal carrier and the securing element are designed in relation to each other so that they as possible large areas of their surfaces are spaced apart, and have only the smallest possible common, heat-conducting contact points.
  • the seal carrier approximately assumes the local hot gas temperature, whereas the securing element remains at a significantly lower temperature due to the shielding effect of the seal carrier with minimized heat conduction.
  • the housing-side guide vane fastening elements thereby remain significantly cooler during operation and are mechanically considerably higher load capacity.
  • the temperature reduction continues into the turbine housing, whereby the shielding effect of the shell-like securing element also comes into play. Additional heat insulation measures or materials are therefore generally no longer required. Due to the fact that the securing element is supported axially directly on the housing, the guide blade safety function reliably remains independent of thermal expansions of the subsequent guide blade over the entire operating range.
  • the invention will be explained in more detail with reference to the drawing.
  • the figure shows a partial longitudinal section through the outer Schaufelabdichtungs- and housing portion of a low-pressure turbine of a turbojet engine in a simplified representation.
  • the turbine region shown in the figure is the low-pressure turbine or useful turbine region, the latter in the case of a shaft power gas turbine.
  • Three-shaft engines could also be the mid-pressure turbine area.
  • the flow direction should run from left to right here, with the housing-side channel boundary rising divergently from bottom left to top right.
  • the longitudinal center axis / rotation axis of the gas turbine would run horizontally and below the image area, the hub area is also too deep to be detected by the representation.
  • the invention specifically relates to the structural design of the rotor blade tip seal, ie, the so-called O uter A ir S EFSA (OAS).
  • the sealed blade ring 11 has a shroud 12 with two sealing tips 13,14, which cooperate with a here in the diameter stepped inlet lining 6 in honeycomb structure.
  • Upstream and downstream of the blade ring 11 guide vanes 15,16 can be seen, which are statically arranged in the housing 17 of the turbine as individual parts or as combined from several blades segments.
  • the radially outer, downstream end of the vane 15 - or the vane segment - lies in a radially inwardly open, around the housing 17 extending groove 18.
  • a similar, upstream suspension also has the vane 15 (left outside of the illustration). It can be envisaged that the vane 15, without further securing measures in the housing and hub region, could release its upstream suspension (see area at pos. 19) as a "hinge” pivoting out of the groove 18 by radial movement inwards.
  • the holding and securing function of the shroud 1 which extends axially from the vane 15 to the vane 16 and in the circumferential direction around the housing 17.
  • a seal carrier 3 On the hot gas side, a seal carrier 3 is arranged here, which holds the inlet lining 6 as part of the outer air seal (OAS).
  • a securing element 7 On the housing side, a securing element 7 is present here, which secures the guide blade 15 against coming out of the groove 18 in its primary function.
  • the seal carrier 3 comprises here, in addition to the inlet lining 6, a shell-like support member 4 and a - in the axial section hook-like stop member 5. Since several such seal carrier 3 are positioned adjacent to each other over the turbine circumference, on this additional sealing elements, such as tongues, tabs etc. available be.
  • the seal carrier 3 is axially movable within certain limits, in which case the foremost position is shown with effective stop member 5. Since the sealing technically effective inner contours of the inlet lining 6 are each cylindrical and axially long enough, the axial position not critical.
  • the securing element 7 comprises an axial section C-shaped securing part 8, which engages under the groove 18 with the guide blade end, a shell-like shielding part 9 and a hook-like in axial section stop member 10.
  • the largely spaced elements 3 and 7 have defined contact points C1, C2, their extent is minimized in terms of low heat conduction, for example by periodic interruptions in the circumferential direction, which are required for mutual support.
  • the fuse element 7 acts thermally as an additional radiation shield between the hot seal carrier 3 and the housing 17. This can be dispensed with additional heat insulation in this area. It can also be seen that the hot carrier part 4 according to the invention does not bear directly on the fastening elements of the housing 17 in the region of the grooves 18 and 19. Thus, these mechanically critical areas are also thermally relieved. In this connection, it is possible to produce only the part 4 for thermal reasons from a cobalt alloy, the parts 5,6,8,9 and 10 may consist of manufacturing and wear technically good-natured nickel alloys or even steels. For fixed connections within parts 3 and 7, brazing is provided exclusively using suitable high-temperature solders.
  • the seal carrier 3 and / or the securing element 7 can also each be produced integrally as a turned part from a forged ring or as a cast part. Due to the segmented design of the shroud 1, the parts 3 and 7 themselves represent segments, which are juxtaposed in larger numbers over the housing circumference. It may be useful to move the butt joints of the parts 7 relative to those of the parts 3 in the circumferential direction.
  • the invention does not assume that a vane ring follows downstream of the shell ring, as shown in the figure. It can e.g. also a Gesimouseliner the constructive and fluidic continuation of the shroud with support and stop function for the latter form.

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  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Description

  • Die Erfindung betrifft eine Gasturbine mit einem Gehäuse, mit einem axial durchströmten Niederdruckturbinenbereich und/oder Nutzturbinenbereich, mit wenigstens einem Laufschaufelkranz mit Deckband sowie mit Leitschaufeln in dem Niederdruck- und/oder Nutzturbinenbereich und mit wenigstens einem Mantelring, bestehend aus mehreren, in Umfangsrichtung aneinander gereihten Segmenten, gemäß dem Oberbegriff des Patentanspruches 1.
  • Bei Niederdruck- und Nutzturbinen von Gasturbinen für Luft-, Land- und Wasserfahrzeuge sowie für stationären Einsatz sind über den Laufschaufeln segmentierte Mantelringe (Outer Air Seals, OAS) angeordnet, die folgende Aufgaben haben:
    • Abschirmung des Gehäuses der Gasturbine von den hohen Gastemperaturen,
    • Bereitstellung eines Einlaufbelages für die Dichtspitzen am Laufschaufeldeckband, und
    • oft auch Sicherung der stromauf angeordneten Leitschaufel-Stufe im Gehäuse durch Formschluss.
  • Gemäß dem Stand der Technik werden zumindest die beiden letzteren Aufgaben von einem Bauteil übernommen, d.h. vom jeweiligen Mantelring-Segment. Zur Erfüllung der ersten Aufgabe ist es oft erforderlich, zusätzliches Wärmeisolationsmaterial zwischen dem Mantelring und dem diesen von außen umschließenden Gasturbinengehäuse anzuordnen, was die Kosten, das Gewicht und den Montageaufwand erhöht.
  • Durch den hohen Wärmeübergang vom Einlaufbelag, meist einer Honigwabenstruktur, in die Mantelring-Segmente, die ja auch die Leitschaufel-Sicherungsfunktion erfüllen, werden die Segmente sehr heiß mit folgenden negativen Auswirkungen:
    • Aufheizung der Leitschaufel-Befestigungselemente am Gehäuse sowie des Gehäuses selbst durch direkten, wärmeleitenden Kontakt,
    • Abfall der Festigkeit und des Verschleißwiderstandes der aufgeheizten Teile,
    • Maßänderungen und Relativbewegungen im Bereich der Leitschaufelsicherung, somit Verschleiß und die Erfordernis großer Spiele insbesondere in Axialrichtung.
  • Die Kombination der beiden letztgenannten Effekte hat in einigen Fällen dazu geführt, dass infolge von plastischen Verformungen die Leitschaufel- Sicherungsfunktion versagte und somit eine oder mehrere Leitschaufeln im Betrieb frei wurden mit der Folge starker Beschädigung bzw. der Zerstörung des betroffenen Turbinenbereichs.
  • Eine solche, konventionelle Ausführung der Mantelringe ist beispielsweise aus der DE-C-27 45 130 bekannt. Die Mantelringe sind hier mit "Abdeckungen (10)" oder mit "Mantelringabdeckungen (1o)" bezeichnet, die Einlaufbeläge mit "Dichtflächen (11)". Das Gehäuse (13) der Gasturbine weist Befestigungselemente (Zylinder 14) auf, welche sowohl die Leitschaufeln (1) als auch die Mantelringe (Abdeckungen 10) tragen. Die radial äußeren, stromaufwärtigen Enden der Leitschaufeln (1) umgreifen Verdickungen (Wulste 22) der Befestigungselemente klauenartig, in gleicher Weise tun dies die stromabwärtigen Enden der Mantelringe. Die radial äußeren, stromabwärtigen Enden der Leitschaufeln (1) liegen radial von innen an den Befestigungselementen (Zylindern 14) an und werden von den klauenartigen, stromaufwärtigen Enden der Mantelringe formschlüssig gesichert. Somit liegen konstruktionsbedingt auch hier die bereits geschilderten, thermischen und mechanischen Probleme vor.
  • Die US-A-4 242 042 schützt ein Spalthaltungssystem für Gasturbinen, bei dem Kühlluft an der Innenseite eines Turbinengehäuses (10), insbesondere einer Niederdruckturbine, in Längsrichtung geführt wird. Der Kühlluftstrom bewegt sich radial außerhalb der Leitschaufelenden und außerhalb der die Laufschaufeln (14) umgebenden Mantelringe. Die Segmente der Mantelringe umfassen jeweils zwei Funktionselemente, nämlich einen mit einem Einlaufbelag versehenen Dichtungsträger (20) und ein weiteres, schalenartiges Element (26, 28), welches nur im Bereich seines axial vorderen und hinteren Endes sowie ggf. im mittleren Bereich an dem Dichtungsträger (20) anliegt. Infolge der kleinen Anlageflächen und des radialen Abstandes zum Dichtungsträger (20) wirken die Elemente (26, 28) als thermisch isolierende Abschirmung zwischen dem heißen Dichtungsträger (20) und dem luftgekühlten Gehäuse (10). Der Dichtungsträger weist an seinem stromaufwärtigen Ende einen hakenartigen Fortsatz auf, mit dem er das radial äußere Ende mindestens einer Leitschaufel (12) formschlüssig hält. Nachteilig dabei ist, dass der hakenartige Fortsatz den Heißgasen ausgesetzt ist, so dass mit Verschleiß,
  • Deformation und schlimmstenfalls Bruch zu rechnen ist. Es sei noch erwähnt, dass zwischen dem Turbinengehäuse (10) und den Elementen (26, 28) Federn (22, 24) angeordnet sind, welche die Mantelringsegmente radial nach Innen auf Anschlag halten.
  • Demgegenüber besteht die Aufgabe der Erfindung darin, bei einer Gasturbine mit den Merkmalen des Oberbegriffs des Patentanspruches 1 einen segmentierten Mantelring mit Dichtungsträgerfunktion und Leitschaufelsicherungsfunktion so zu gestalten, dass durch thermische Entlastung der Leitschaufelbefestigungsstellen und des Turbinengehäuses die mechanische Belastbarkeit erhöht und somit Verschleiß und plastische Deformationen stark reduziert bzw. vermieden werden. Dabei soll insbesondere die Leitschaufelsicherungsfunktion mit höchster Zuverlässigkeit erfüllt werden.
  • Diese Aufgabe wird durch die in Patentanspruch 1 gekennzeichneten Merkmale gelöst, in Verbindung mit den gattungsbildenden Merkmalen in dessen Oberbegriff. Dabei werden die Dichtungsträgerfunktion einerseits und die Leitschaufelsicherungsfunktion andererseits jeweils von einem separaten Bauteil erfüllt, so dass jedes Segment des Mantelringes einen Dichtungsträger und ein Sicherungselement umfasst. Die Bauteile "Dichtungsträger" und "Sicherungselement" berühren sich, sie sind aber nicht fest miteinander verbunden. Der Dichtungsträger und das Sicherungselement sind in Relation zueinander so gestaltet, dass sie über möglichst große Bereiche ihrer Oberflächen voneinander beabstandet sind, sowie nur möglichst kleine gemeinsame, wärmeleitende Kontaktstellen aufweisen. Der Dichtungsträger nimmt im Betrieb annähernd die örtliche Heißgastemperatur an, wohingegen das Sicherungselement durch die abschirmende Wirkung des Dichtungsträgers bei minimierter Wärmeleitung auf deutlich niedrigerer Temperatur bleibt. Die gehäuseseitigen Leitschaufel-Befestigungselemente bleiben dadurch im Betrieb auch deutlich kühler und sind mechanisch erheblich höher belastbar. Die Temperaturreduktion setzt sich bis in das Turbinengehäuse hinein fort, wobei auch die abschirmende Wirkung des schalenartigen Sicherungselementes zum Tragen kommt. Zusätzliche Wärmeisolationsmaßnahmen bzw. -materialien sind dadurch in der Regel nicht mehr erforderlich. Dadurch, dass sich das Sicherungselement axial direkt am Gehäuse abstützt, bleibt die Leitschaufelsicherungsfunktion unabhängig von thermischen Dehnungen der nachfolgenden Leitschaufel im gesamten Betriebsbereich zuverlässig erfüllt.
  • Vorteilhafte Ausgestaltungen des Erfindungsgegenstandes sind in den Unteransprüchen gekennzeichnet.
  • Die Erfindung wird anschließend anhand der Zeichnung noch näher erläutert. Dabei zeigt die Figur einen Teillängsschnitt durch den äußeren Schaufelabdichtungs- und Gehäusebereich einer Niederdruckturbine eines Turboluftstrahltriebwerkes in vereinfachter Darstellung.
  • Bei dem aus der Figur ersichtlichen Turbinenbereich handelt es sich um den Niederdruckturbinen- bzw. Nutzturbinenbereich, letzteres im Falle einer Wellenleistungsgasturbine. Bei Dreiwellen-Triebwerken könnte es sich auch um den Mitteldruckturbinenbereich handeln. Die Strömungsrichtung soll hier von links nach rechts veriaufen, wobei die gehäuseseitige Kanalbegrenzung divergent von links unten nach rechts oben ansteigt. Die Längsmittelachse/Rotationsachse der Gasturbine würde horizontal sowie unterhalb des Bildbereiches verlaufen, der Nabenbereich liegt ebenfalls zu tief, um von der Darstellung erfasst zu werden.
  • Die Erfindung betrifft konkret die konstruktive Ausführung der Laufschaufel-Spitzenabdichtung, d.h. der sogenannten Outer Air Seals (OAS). Der abzudichtende Laufschaufelkranz 11 weist ein Deckband 12 mit zwei Dichtspitzen 13,14 auf, welche mit einem hier im Durchmesser gestuften Einlaufbelag 6 in Honigwabenstruktur zusammenwirken. Stromaufwärts und stromabwärts des Laufschaufelkranzes 11 sind Leitschaufeln 15,16 zu erkennen, welche als Einzelteile oder als aus mehreren Schaufeln zusammengefasste Segmente statisch im Gehäuse 17 der Turbine angeordnet sind. Das radial äußere, stromabwärtige Ende der Leitschaufel 15 - oder des Leitschaufelsegmentes - liegt in einer radial nach innen offenen, rund um das Gehäuse 17 verlaufenden Nut 18. Das radial äußere, stromaufwärtige Ende der Leitschaufel 16 - oder des Leitschaufelsegmentes - greift in eine axial nach hinten offene, rund um das Gehäuse 17 verlaufende Nut 19. Eine vergleichbare, stromaufwärtige Aufhängung besitzt auch die Leitschaufel 15 (links außerhalb der Darstellung). Man kann sich vorstellen, dass die Leitschaufel 15, ohne weitere Sicherungsmaßnahmen im Gehäuse - und Nabenbereich, um ihre stromaufwärtige Aufhängung (siehe Bereich um Pos. 19) als "Gelenk" schwenkend aus der Nut 18 durch radiale Bewegung nach innen freikommen könnte. Hier setzt die Halte- und Sicherungsfunktion des Mantelringes 1 ein, der sich axial von der Leitschaufel 15 bis zur Leitschaufel 16 sowie in Umfangsrichtung rund um das Gehäuse 17 erstreckt. Es ist Stand der Technik, Mantelringe segmentiert auszuführen, es ist jedoch eine Besonderheit der vorliegenden Erfindung, die Segmente 2 in weitere Bauteile mit definierten Funktionen zu untergliedern. Heißgasseitig ist hier ein Dichtungsträger 3 angeordnet, der den Einlaufbelag 6 als Teil der Outer Air Seal (OAS) hält. Gehäuseseitig ist hier ein Sicherungselement 7 vorhanden, das in seiner primären Funktion die Leitschaufel 15 gegen Freikommen aus der Nut 18 sichert. Der Dichtungsträger 3 umfasst hier, neben dem Einlaufbelag 6, ein schalenartiges Trägerteil 4 und ein - im Axialschnitt -hakenähnliches Anschlagteil 5. Da mehrere solcher Dichtungsträger 3 über den Turbinenumfang aneinandergrenzend positioniert sind, können an diesen zusätzliche Abdichtungselemente, wie Zungen, Laschen etc. vorhanden sein. Diese sind jedoch nicht Teil der Erfindung und deshalb nicht dargestellt. Der Dichtungsträger 3 ist axial in gewissen Grenzen beweglich, wobei hier die vorderste Position mit wirksamem Anschlagteil 5 dargestellt ist. Da die dichtungstechnisch wirksamen Innenkonturen des Einlaufbelages 6 jeweils zylindrisch und axial ausreichend lang sind, ist die Axialposition nicht kritisch. Das Sicherungselement 7 umfasst ein im Axialschnitt C-förmiges Sicherungsteil 8, welches die Nut 18 mit dem Leitschaufelende untergreift, ein schalenartiges Abschirmteil 9 und ein im Axialschnitt hakenähnliches Anschlagteil 10. Die weitestgehend voneinander beabstandeten Elemente 3 und 7 weisen definierte Kontaktstellen C1, C2 auf, deren Erstreckung im Hinblick auf geringe Wärmeleitung minimiert ist, z.B. durch periodische Unterbrechungen in Umfangsrichtung, die jedoch für die gegenseitige Abstützung erforderlich sind. Es wäre denkbar, bei C1 und C2 lokale keramische Beschichtungen aufzubringen, um Verschleiß und Wärmeleitung weiter zu reduzieren. Das Sicherungselement 7 wirkt thermisch als zusätzliches Strahlungsschild zwischen dem heißen Dichtungsträger 3 und dem Gehäuse 17. Dadurch kann auf zusätzliche Wärmedämmstoffe in diesem Bereich verzichtet werden. Es ist auch zu erkennen, dass das heiße Trägerteil 4 erfindungsgemäß nicht direkt an den Befestigungselementen des Gehäuses 17 im Bereich der Nuten 18 und 19 anliegt. Somit werden diese mechanisch kritischen Bereiche ebenfalls thermisch entlastet. In diesem Zusammenhang ist es möglich, nur das Teil 4 aus thermischen Gründen aus einer Kobaltlegierung herzustellen, die Teile 5,6,8,9 und 10 können aus fertigungs- und verschleißtechnisch gutmütigeren Nickellegierungen oder sogar Stählen bestehen. Für feste Verbindungen innerhalb der Teile 3 und 7 ist ausschließlich Löten vorgesehen unter Verwendung geeigneter Hochtemperaturlote. Der Dichtungsträger 3 und/oder das Sicherungselement 7 kann aber auch jeweils integral als Drehteil aus einem Schmiedering oder als Gussteil hergestellt sein. Aufgrund der segmentierten Bauweise des Mantelringes 1 stellen die Teile 3 und 7 selbst Segmente dar, welche jeweils in größerer Zahl über den Gehäuseumfang aneinandergereiht sind. Dabei kann es sinnvoll sein, die Stoßfugen der Teile 7 gegenüber denjenigen der Teile 3 in Umfangsrichtung zu versetzen.
  • Die Erfindung setzt nicht voraus, dass stromabwärts des Mantelringes ein Leitschaufelkranz folgt, wie in der Figur dargestellt. Es kann z.B. auch ein Gehäuseliner die konstruktive und strömungstechnische Fortsetzung des Mantelringes mit Abstützungs- und Anschlagfunktion für letzteren bilden.

Claims (8)

  1. Gasturbine mit einem Gehäuse (17), mit einem axial durchströmten Niederdruckturbinenbereich und/oder Nutzturbinenbereich, mit wenigstens einem Laufschaufelkranz (11) mit Deckband (12) sowie mit Leitschaufeln (15) in dem Niederdruck- und/oder Nutzturbinenbereich und mit wenigstens einem Mantelring (1), bestehend aus mehreren, in Umfangsrichtung aneinandergereihten Segmenten (2), welche radial außerhalb des Laufschaufelkranzes (11) mit Deckband (12) sowie innerhalb des Gehäuses (17) der Gasturbine angeordnet sind, welche einen Einlaufbelag (6) für wenigstens eine Dichtspitze (13, 14) des Deckbandes (12) tragen und welche die stromaufwärts des Laufschaufelkranzes (11) angeordneten Leitschaufeln (15) an deren radial äußerem, stromabwärtigem Ende formschlüssig halten, wobei jedes Segment (2) einen heißgasseitigen, mit dem Einlaufbelag (6) versehenen Dichtungsträger (3) und ein gehäuseseitiges, sich axial vergleichbar weit wie der Dichtungsträger (3) erstreckendes Sicherungselement (7) umfasst, und wobei der Dichtungsträger (3) und das Sicherungselement (7) über einen Großteil ihrer Oberflächen voneinander beabstandet sind und somit nur kleine gemeinsame, wärmeleitende Kontaktstellen (C 1,C2) aufweisen, dadurch gekennzeichnet, dass das Sicherungselement (7) mindestens eine stromaufwärtige Leitschaufel (15) hält und sich über ein Anschlagteil (10) axial direkt am Gehäuse (17) der Gasturbine abstützt.
  2. Gasturbine nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass der Einlaufbelag (6) als zu dem Deckband (12) des Laufschaufelkranzes (11) hin offene Honigwabenstruktur ausgeführt und mit dem Dichtungsträger (3) durch Löten verbunden ist.
  3. Gasturbine nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass das Sicherungselement (7) ein im Axialschnitt C-förmiges Sicherungsteil (8), ein schalenartiges Abschirmteil (9) sowie ein im Axialschnitt hakenförmiges Anschlagteil (10) umfasst, wobei diese Teile durch Löten verbunden sind
  4. Gasturbine nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, dass der Dichtungsträger (3) ein schalenartiges Trägerteil (4), ein im Axialschnitt hakenförmiges Anschlagteil (5) sowie den Einlaufbelag (6) umfasst, wobei diese Teile durch Löten verbunden sind.
  5. Gasturbine nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, dass das Trägerteil (4) des Dichtungsträgers (3) mit dem Sicherungsteil (8) und mit dem stromabwärtigen Ende des Abschirmteils (9) des Sicherungselementes (7) gemeinsame Kontaktstellen (C 1,C2) aufweist.
  6. Gasturbine nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, dass jedes der Teile (3 bis 10) des Mantelrings (1) aus einer Legierung auf Basis von Fe, Ni oder Co besteht.
  7. Gasturbine nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, dass das Trägerteil (4) aus einer Co-Basislegierung besteht, und dass der Einlaufbelag (6), das Sicherungsteil (8), das Abschirmteil (9) und die Anschlagteile (5,10) jeweils aus einer Ni-Basislegierung bestehen.
  8. Gasturbine nach Anspruch 1, 5 oder 6, dadurch gekennzeichnet, dass der Dichtungsträger (3) und/oder das Sicherungsteil (7) jeweils integral als Drehteil oder Gussteil ausgeführt ist.
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US (1) US6966752B2 (de)
EP (1) EP1389265B1 (de)
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