EP4166754A1 - Rotor assembly for a gas turbine with inclined axial contact surfaces, gas turbine and aviation gas turbine, formed on rotor segments - Google Patents

Rotor assembly for a gas turbine with inclined axial contact surfaces, gas turbine and aviation gas turbine, formed on rotor segments Download PDF

Info

Publication number
EP4166754A1
EP4166754A1 EP22200151.3A EP22200151A EP4166754A1 EP 4166754 A1 EP4166754 A1 EP 4166754A1 EP 22200151 A EP22200151 A EP 22200151A EP 4166754 A1 EP4166754 A1 EP 4166754A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
contact surface
rotor
gas turbine
radial direction
axial direction
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
EP22200151.3A
Other languages
German (de)
French (fr)
Inventor
Daniel Theurich
Knut Werner
Hans-Peter Hackenberg
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 AG
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by MTU Aero Engines AG filed Critical MTU Aero Engines AG
Publication of EP4166754A1 publication Critical patent/EP4166754A1/en
Pending legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
    • F01D5/06—Rotors for more than one axial stage, e.g. of drum or multiple disc type; Details thereof, e.g. shafts, shaft connections
    • F01D5/066—Connecting means for joining rotor-discs or rotor-elements together, e.g. by a central bolt, by clamps
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
    • F01D5/06—Rotors for more than one axial stage, e.g. of drum or multiple disc type; Details thereof, e.g. shafts, shaft connections
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/60—Assembly methods
    • F05D2230/64—Assembly methods using positioning or alignment devices for aligning or centring, e.g. pins
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/30—Retaining components in desired mutual position
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/30—Retaining components in desired mutual position
    • F05D2260/37—Retaining components in desired mutual position by a press fit connection
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/94—Functionality given by mechanical stress related aspects such as low cycle fatigue [LCF] of high cycle fatigue [HCF]
    • F05D2260/941—Functionality given by mechanical stress related aspects such as low cycle fatigue [LCF] of high cycle fatigue [HCF] particularly aimed at mechanical or thermal stress reduction

Definitions

  • the present invention relates to a rotor arrangement for a gas turbine, in particular an aircraft gas turbine, with a plurality of rotor segments arranged one after the other in the axial direction and connected to one another in the axial direction by at least one tie rod device, with a rotor segment at the front in the axial direction having a first contact surface and a rotor segment at the rear in the axial direction having a second Having contact surface, wherein the first contact surface and the second contact surface are at least partially in contact with each other, and wherein the first contact surface and the second contact surface are essentially ring-shaped and extend in the radial direction and circumferential direction.
  • a rotor arrangement for a gas turbine in particular an aircraft gas turbine, with a plurality of rotor segments which are arranged one after the other in the axial direction and are connected to one another in the axial direction by at least one tie rod device; wherein an axially forward rotor segment has a first contact surface and an axially rearward rotor segment has a second contact surface, wherein the first contact surface and the second contact surface are at least partially in contact with one another, and wherein the first contact surface and the second contact surface are essentially annular are formed and extend in the radial direction and circumferential direction.
  • first contact surface and/or the second contact surface runs at least partially inclined with respect to the radial direction, with an angle being formed between the first contact surface and the second contact surface with respect to a sectional plane that is spanned by the axial direction and the radial direction is.
  • Such a configuration of the contact surfaces of axially adjacent rotor segments makes it possible to avoid a ring-line-like contact or force-transmitting region, which is described above as being disadvantageous. As a result, the transmission of axial forces can be better distributed over the entire contact surface, so that no unwanted stress peaks arise.
  • the first contact surface may be substantially parallel to the radial direction and the second contact surface may be inclined to the radial direction.
  • the reverse configuration is also conceivable, according to which the second contact surface can be essentially parallel to the radial direction and the first contact surface can be inclined to the radial direction.
  • the front rotor segment may be a bladed ring and the rear rotor segment may be a seal carrier.
  • the angle between the first contact surface and the second contact surface can be 0.5° to 3°, in particular 0.8° to 1.2°.
  • the inclination or the angle can be selected as a function of the remaining geometry of the rotor segments lying against one another or their contact surfaces. It is also conceivable that along the radial direction between the two contact surfaces there are sections with different opening angles. For example, the opening angle can increase from radially inside to radially outside.
  • the front rotor segment and the rear rotor segment can only be clamped together via a single pair of contact surfaces consisting of the first annular contact surface and the second annular contact surface.
  • a single pair of contact surfaces consisting of the first annular contact surface and the second annular contact surface.
  • the first contact surface and the second contact surface can preferably each be designed as planar ring surfaces.
  • both the first contact surface and the second contact surface can be inclined by no more than 10°, preferably no more than 5°, particularly preferably no more than 2° with respect to the radial direction. This avoids the occurrence of excessive radial forces when the rotor segments are braced, which could contribute to the rotor drum bending open during operation.
  • first and second rotor segment does not describe the formation of pairs within the rotor arrangement.
  • a second rotor segment can also function as a first rotor segment if a further (total third) rotor segment is connected axially.
  • a gas turbine in particular an aircraft gas turbine, can have at least one rotor arrangement as described above.
  • the rotor arrangement in the gas turbine can be part of a low-pressure turbine or a medium-pressure turbine or a high-pressure turbine.
  • FIG. 1 shows a schematic and simplified view of an aircraft gas turbine 10, which is illustrated purely by way of example as a turbofan engine.
  • the gas turbine 10 includes a fan 12 surrounded by a jacket 14 that is indicated.
  • the fan 12 is followed by a compressor 16, which is accommodated in an indicated inner housing 18 and can be of single-stage or multi-stage design.
  • the compressor 16 is followed by the combustion chamber 20 .
  • Hot exhaust gas flowing out of the combustion chamber then flows through the adjoining turbine 22, which can be of single-stage or multi-stage design.
  • the turbine 22 includes a high-pressure turbine 24 and a low-pressure turbine 26.
  • a hollow shaft 28 connects the high-pressure turbine 24 to the compressor 16, in particular a high-pressure compressor 29, so that they are driven or rotated together.
  • a further inner shaft 30 in the radial direction RR of the turbine connects the low-pressure turbine 26 to the fan 12 and to a low-pressure compressor 32, so that they are driven or rotated together.
  • a thrust nozzle 33 which is only indicated here, is connected to the turbine 22 .
  • a turbine center frame 34 is arranged between the high-pressure turbine 24 and the low-pressure turbine 26, which is arranged around the shafts 28, 30.
  • hot exhaust gases from the high-pressure turbine 24 flow through the turbine center frame 34 .
  • the hot exhaust gas then reaches an annular space 38 of the low-pressure turbine 26.
  • Rotor blade rings 27 of the compressors 28, 32 and the turbines 24, 26 are shown by way of example.
  • guide vane rings 31 that are usually present are shown as an example only for compressor 32 .
  • FIG. 2 shows a front rotor segment 40 and a rear rotor segment 42 of a rotor arrangement 100 in a simplified and schematic sectional view.
  • the front rotor segment 40 is a moving blade ring in this example.
  • the rear rotor segment 42 is in in this example a seal carrier element with a radially outwardly projecting sealing section 44 of a labyrinth seal.
  • the first rotor segment 40 and the second rotor segment 42 can also be other rotating components of the turbine 22 of the gas turbine 10 .
  • the first rotor segment 40 has a first contact surface 40k.
  • the first contact surface 40k is an axially rear surface section, in particular in the form of an annular surface of the front rotor segment 40.
  • the second rotor segment 42 has a second contact surface 42k.
  • the second contact surface 42k is an axially front surface section, in particular in the form of an annular surface of the rear rotor segment 42.
  • the first contact surface 40k and the second contact surface 42k are arranged opposite one another in the axial direction AR.
  • the front rotor segment 40 and the rear rotor segment 42 are connected to one another or braced against one another in the axial direction by means of a tie rod device, not shown here. As a result, the first contact surface 40k and the second contact surface 42k come or are in contact with one another.
  • an intermediate space 46 is formed at least partially or in sections between the two contact surfaces 40k, 42k. This space has a small size of a few millimeters or fractions of a millimeter.
  • the second contact surface 42k of the rear rotor segment 42 is slightly inclined with respect to the radial direction RR.
  • a small or very acute angle ⁇ is thus formed between the first contact surface 40k and the second contact surface 42k.
  • the inclination of the second contact surface 42k is selected in such a way that the angle ⁇ is approximately 0.5° to 3°, in particular approximately 1°.

Landscapes

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

Abstract

Beschrieben wird eine Rotoranordnung (100) für eine Gasturbine (10), insbesondere Fluggasturbine, mit mehreren in Axialrichtung (AR) nacheinander angeordneten Rotorsegmenten (40, 42), die durch wenigstens eine Zugankereinrichtung in Axialrichtung (AR) miteinander verbunden sind; wobei ein in Axialrichtung (AR) vorderes Rotorsegment (40) eine erste Kontaktfläche (40k) aufweist und ein in Axialrichtung (AR) hinteres Rotorsegment (42) eine zweite Kontaktfläche (42k) aufweist, wobei die erste Kontaktfläche (40k) und die zweite Kontaktfläche (42k) zumindest teilweise miteinander in Kontakt stehen, und wobei die erste Kontaktfläche (40k) und die zweite Kontaktfläche (42k) im Wesentlichen ringförmig ausgebildet sind und sich in Radialrichtung (RR) und Umfangsrichtung erstrecken. Dabei ist vorgesehen, dass die erste Kontaktfläche (40k) oder/und die zweite Kontaktfläche (42k) bezogen auf die Radialrichtung (RR) zumindest teilweise geneigt verläuft, wobei bezogen auf einen Schnittebene, die durch die Axialrichtung (AR) und die Radialrichtung (RR) aufgespannt ist, zwischen der ersten Kontaktfläche (40k) und der zweiten Kontaktfläche (42k) ein Winkel (α) gebildet ist. Ferner wird eine Gasturbine mit einer solchen Rotoranordnung beschrieben.A rotor arrangement (100) for a gas turbine (10), in particular an aircraft gas turbine, is described, having a plurality of rotor segments (40, 42) arranged one after the other in the axial direction (AR) and connected to one another in the axial direction (AR) by at least one tie rod device; wherein an axially forward (AR) rotor segment (40) has a first contact surface (40k) and an axially rearward (AR) rotor segment (42) has a second contact surface (42k), the first contact surface (40k) and the second contact surface (42k) are at least partially in contact with each other, and wherein the first contact surface (40k) and the second contact surface (42k) are essentially ring-shaped and extend in the radial direction (RR) and the circumferential direction. It is provided that the first contact surface (40k) and/or the second contact surface (42k) runs at least partially inclined relative to the radial direction (RR), wherein relative to a sectional plane that runs through the axial direction (AR) and the radial direction (RR ) is spanned, an angle (α) is formed between the first contact surface (40k) and the second contact surface (42k). A gas turbine with such a rotor arrangement is also described.

Description

Die vorliegende Erfindung betrifft eine Rotoranordnung für eine Gasturbine, insbesondere Fluggasturbine, mit mehreren in Axialrichtung nacheinander angeordneten Rotorsegmenten, die durch wenigstens eine Zugankereinrichtung in Axialrichtung miteinander verbunden sind, wobei ein in Axialrichtung vorderes Rotorsegment eine erste Kontaktfläche aufweist und ein in Axialrichtung hinteres Rotorsegment eine zweite Kontaktfläche aufweist, wobei die erste Kontaktfläche und die zweite Kontaktfläche zumindest teilweise miteinander in Kontakt stehen, und wobei die erste Kontaktfläche und die zweite Kontaktfläche im Wesentlichen ringförmig ausgebildet sind und sich in Radialrichtung und Umfangsrichtung erstrecken.The present invention relates to a rotor arrangement for a gas turbine, in particular an aircraft gas turbine, with a plurality of rotor segments arranged one after the other in the axial direction and connected to one another in the axial direction by at least one tie rod device, with a rotor segment at the front in the axial direction having a first contact surface and a rotor segment at the rear in the axial direction having a second Having contact surface, wherein the first contact surface and the second contact surface are at least partially in contact with each other, and wherein the first contact surface and the second contact surface are essentially ring-shaped and extend in the radial direction and circumferential direction.

Richtungsangaben wie "Axial-" bzw. "axial", "Radial-" bzw. "radial" und "Umfangs-" sind grundsätzlich auf die Maschinenachse der Gasturbine bezogen zu verstehen, sofern sich aus dem Kontext nicht explizit oder implizit etwas anderes ergibt.Directional information such as “axial” or “axial”, “radial” or “radial” and “circumferential” are to be understood in relation to the machine axis of the gas turbine, unless the context explicitly or implicitly states otherwise.

Bei derartigen Rotoranordnungen entstehen insbesondere im Betrieb der Gasturbine aufgrund der hohen thermischen und mechanischen Einflüsse im Bereich der axial aneinander anliegenden Kontaktflächen große axiale Spannungen an jeweils zwei benachbarten Rotorsegmenten, die Teil eines axial verspannten Zugankerverbunds mit mehreren Rotorsegmenten sind. Es hat sich gezeigt, dass aufgrund von hohen Lasten in dem Zugankerverbund insbesondere ringförmige und in Radialrichtung sehr begrenzte, insbesondere dünne, Kraftübertragungszonen entstehen, in denen ausgeprägte axiale Kraftspitzen übertragen werden, was zu den erwähnten hohen und unerwünschten Spannungen führt. In solchen hoch belasteten Kraftübertragungsbereichen besteht ein erhöhtes Verschleißrisiko, insbesondere kann Materialfraß (Fretting) auftreten.In such rotor arrangements, large axial stresses occur on two adjacent rotor segments, which are part of an axially braced tie rod assembly with a plurality of rotor segments, particularly during operation of the gas turbine due to the high thermal and mechanical influences in the area of the axially abutting contact surfaces. It has been shown that due to high loads in the tie rod assembly, particularly ring-shaped and in the radial direction very limited, particularly thin, force transmission zones arise in which pronounced axial force peaks are transmitted, which leads to the high and undesirable stresses mentioned. In such highly stressed power transmission areas there is an increased risk of wear, in particular material corrosion (fretting) can occur.

Zum allgemeinen technischen Hintergrund wird beispielweise auf folgende Dokumente hingewiesen: US 8 459 943 B2 , US 8794 923 B2 , US 2011/0219781 A1 und US 2020/0291781 A1 .For the general technical background, reference is made to the following documents, for example: U.S. 8,459,943 B2 , US 8794 923 B2 , US 2011/0219781 A1 and US 2020/0291781 A1 .

Die der Erfindung zu Grunde liegende Aufgabe wird darin gesehen, eine Rotoranordnung anzugeben, bei der die obigen Nachteile vermieden werden können.The object on which the invention is based is seen in specifying a rotor arrangement in which the above disadvantages can be avoided.

Zur Lösung dieser Aufgabe werden eine Rotoranordnung und eine Gasturbine mit den Merkmalen der jeweiligen unabhängigen Patentansprüche vorgeschlagen. Vorteilhafte und optionale Ausgestaltungen sind in den abhängigen Ansprüchen enthalten.To solve this problem, a rotor arrangement and a gas turbine are proposed with the features of the respective independent patent claims. Advantageous and optional configurations are contained in the dependent claims.

Vorgeschlagen wird also eine Rotoranordnung für eine Gasturbine, insbesondere Fluggasturbine, mit mehreren in Axialrichtung nacheinander angeordneten Rotorsegmenten, die durch wenigstens eine Zugankereinrichtung in Axialrichtung miteinander verbunden sind; wobei ein in Axialrichtung vorderes Rotorsegment eine erste Kontaktfläche aufweist und ein in Axialrichtung hinteres Rotorsegment eine zweite Kontaktfläche aufweist, wobei die erste Kontaktfläche und die zweite Kontaktfläche zumindest teilweise mit-einander in Kontakt stehen, und wobei die erste Kontaktfläche und die zweite Kontaktfläche im Wesentlichen ringförmig ausgebildet sind und sich in Radialrichtung und Umfangsrichtung erstrecken. Dabei ist vorgesehen, dass die erste Kontaktfläche oder/und die zweite Kontaktfläche bezogen auf die Radialrichtung zumindest teilweise geneigt verläuft, wobei bezogen auf einen Schnittebene, die durch die Axialrichtung und die Radialrichtung aufgespannt ist, zwischen der ersten Kontaktfläche und der zweiten Kontaktfläche ein Winkel gebildet ist.What is proposed is a rotor arrangement for a gas turbine, in particular an aircraft gas turbine, with a plurality of rotor segments which are arranged one after the other in the axial direction and are connected to one another in the axial direction by at least one tie rod device; wherein an axially forward rotor segment has a first contact surface and an axially rearward rotor segment has a second contact surface, wherein the first contact surface and the second contact surface are at least partially in contact with one another, and wherein the first contact surface and the second contact surface are essentially annular are formed and extend in the radial direction and circumferential direction. It is provided that the first contact surface and/or the second contact surface runs at least partially inclined with respect to the radial direction, with an angle being formed between the first contact surface and the second contact surface with respect to a sectional plane that is spanned by the axial direction and the radial direction is.

Durch eine derartige Ausgestaltung der Kontaktflächen von axial benachbarten Rotorsegmenten kann ein oben als nachteilig beschriebener ringlinienartiger Kontakt- bzw. Kraftübertragungsbereich vermieden werden. Hierdurch kann die Übertragung von Axialkräften besser auf die gesamte Kontaktfläche verteilt werden, so dass keine unterwünschten Spannungsspitzen entstehen.Such a configuration of the contact surfaces of axially adjacent rotor segments makes it possible to avoid a ring-line-like contact or force-transmitting region, which is described above as being disadvantageous. As a result, the transmission of axial forces can be better distributed over the entire contact surface, so that no unwanted stress peaks arise.

Bei der Rotoranordnung kann die erste Kontaktfläche im Wesentlichen parallel zur Radialrichtung sein und die zweite Kontaktfläche kann geneigt zur Radialrichtung sein. Denkbar ist aber auch die umgekehrte Ausgestaltung, wonach die zweite Kontaktfläche im Wesentlichen parallel zur Radialrichtung sein kann und die erste Kontaktfläche geneigt zur Radialrichtung sein kann.In the rotor assembly, the first contact surface may be substantially parallel to the radial direction and the second contact surface may be inclined to the radial direction. However, the reverse configuration is also conceivable, according to which the second contact surface can be essentially parallel to the radial direction and the first contact surface can be inclined to the radial direction.

Bei der Rotoranordnung kann das vordere Rotorsegment ein Laufschaufelkranz sein und das hintere Rotorsegment kann ein Dichtungsträger sein.In the rotor assembly, the front rotor segment may be a bladed ring and the rear rotor segment may be a seal carrier.

Bei der Rotoranordnung kann der Winkel zwischen der ersten Kontaktfläche und der zweiten Kontaktfläche 0,5° bis 3° betragen, insbesondere 0,8° bis 1,2°. Dabei kann die Neigung bzw. der Winkel in Abhängigkeit von der übrigen Geometrie der aneinander anliegenden Rotorsegmente bzw. deren Kontaktflächen gewählt werden. Es ist dabei auch denkbar, dass sich entlang der Radialrichtung zwischen den beiden Kontaktflächen Abschnitte ergeben mit unterschiedlichen Öffnungswinkeln. Beispielsweise kann der Öffnungswinkel von radial innen nach radial außen größer werden.In the rotor arrangement, the angle between the first contact surface and the second contact surface can be 0.5° to 3°, in particular 0.8° to 1.2°. The inclination or the angle can be selected as a function of the remaining geometry of the rotor segments lying against one another or their contact surfaces. It is also conceivable that along the radial direction between the two contact surfaces there are sections with different opening angles. For example, the opening angle can increase from radially inside to radially outside.

Gemäß einem weiteren bevorzugten Aspekt können das vordere Rotorsegment und das hintere Rotorsegment nur über eine einzige Kontaktflächenpaarung bestehend aus der ersten ringförmigen Kontaktfläche und der zweiten ringförmigen Kontaktfläche miteinander verspannt sein. Eine solche Auslegung vermeidet Überbestimmungen im System, wie sie z.B. bei einer keilförmigen Verbindung auftreten würde. Dabei können bevorzugt die erste Kontaktfläche und die zweite Kontaktfläche jeweils als plane Ringflächen ausgebildet sein.According to a further preferred aspect, the front rotor segment and the rear rotor segment can only be clamped together via a single pair of contact surfaces consisting of the first annular contact surface and the second annular contact surface. Such a design avoids overdeterminations in the system, such as would occur with a wedge-shaped connection. The first contact surface and the second contact surface can preferably each be designed as planar ring surfaces.

Gemäß einem weiteren bevorzugten Aspekt können sowohl die erste Kontaktfläche als auch die zweite Kontaktfläche nicht mehr als 10°, bevorzugt nicht mehr als 5°, besonders bevorzugt nicht mehr als 2° gegenüber der Radialrichtung geneigt sein. Dies vermeidet das Auftreten von exzessiven Radialkräften beim Verspannen der Rotorsegmente, die zu einem Aufbiegen der Rotortrommel im Betrieb beitragen könnten.According to a further preferred aspect, both the first contact surface and the second contact surface can be inclined by no more than 10°, preferably no more than 5°, particularly preferably no more than 2° with respect to the radial direction. This avoids the occurrence of excessive radial forces when the rotor segments are braced, which could contribute to the rotor drum bending open during operation.

Allgemein wird darauf hingewiesen, dass durch die Verwendung der Begrifflichkeit erstes und zweites Rotorsegment keine Bildung von Paaren innerhalb der Rotoranordnung beschrieben wird. Insbesondere kann beispielsweise ein zweites Rotorsegment auch als erstes Rotorsegment fungieren, wenn sich axial ein weiteres (insgesamt drittes) Rotorsegment anschließt.In general, it is pointed out that the use of the terms first and second rotor segment does not describe the formation of pairs within the rotor arrangement. In particular, for example, a second rotor segment can also function as a first rotor segment if a further (total third) rotor segment is connected axially.

Eine Gasturbine, insbesondere Fluggasturbine kann wenigstens eine oben beschriebene Rotoranordnung aufweisen. Dabei kann in der Gasturbine die Rotoranordnung Teil einer Niederdruckturbine oder einer Mitteldruckturbine oder eine Hochdruckturbine sein.A gas turbine, in particular an aircraft gas turbine, can have at least one rotor arrangement as described above. The rotor arrangement in the gas turbine can be part of a low-pressure turbine or a medium-pressure turbine or a high-pressure turbine.

Nachfolgend wird die Erfindung unter Bezugnahme auf die anliegenden Figuren beispielhaft und nicht einschränkend beschrieben.

  • Fig. 1 zeigt in einer vereinfachten schematischen Darstellung ein Prinzipbild einer Fluggasturbine.
  • Fig. 2 zeigt in einer vereinfachten und schematischen Darstellung eine Schnittansicht einer Rotoranordnung mit mehreren Rotorsegmenten.
  • Fig. 3 zeigt eine Vergrößerung eines in Fig. 2 mit III gekennzeichneten Bereichs.
The invention is described below by way of example and not by way of limitation with reference to the attached figures.
  • 1 shows a basic diagram of an aircraft gas turbine in a simplified schematic representation.
  • 2 shows a sectional view of a rotor arrangement with a plurality of rotor segments in a simplified and schematic representation.
  • 3 shows an enlargement of an in 2 area marked III.

Fig. 1 zeigt schematisch und vereinfacht eine Fluggasturbine 10, die rein beispielhaft als Mantelstromtriebwerk illustriert ist. Die Gasturbine 10 umfasst einen Fan 12, der von einem angedeuteten Mantel 14 umgeben ist. In Axialrichtung AR der Gasturbine 10 schließt sich an den Fan 12 ein Verdichter 16 an, der in einem angedeuteten inneren Gehäuse 18 aufgenommen ist und einstufig oder mehrstufig ausgebildet sein kann. An den Verdichter 16 schließt sich die Brennkammer 20 an. Aus der Brennkammer ausströmendes heißes Abgas strömt dann durch die sich anschließende Turbine 22, die einstufig oder mehrstufig ausgebildet sein kann. Im vorliegenden Beispiel umfasst die Turbine 22 eine Hochdruckturbine 24 und eine Niederdruckturbine 26. Eine Hohlwelle 28 verbindet die Hochdruckturbine 24 mit dem Verdichter 16, insbesondere einem Hochdruckverdichter 29, so dass diese gemeinsam angetrieben bzw. gedreht werden. Eine in Radialrichtung RR der Turbine weitere innen liegende Welle 30 verbindet die Niederdruckturbine 26 mit dem Fan 12 und mit einem Niederdruckverdichter 32, so dass diese gemeinsam angetrieben bzw. gedreht werden. An die Turbine 22 schließt sich eine hier nur angedeutete Schubdüse 33 an. 1 shows a schematic and simplified view of an aircraft gas turbine 10, which is illustrated purely by way of example as a turbofan engine. The gas turbine 10 includes a fan 12 surrounded by a jacket 14 that is indicated. In the axial direction AR of the gas turbine 10, the fan 12 is followed by a compressor 16, which is accommodated in an indicated inner housing 18 and can be of single-stage or multi-stage design. The compressor 16 is followed by the combustion chamber 20 . Hot exhaust gas flowing out of the combustion chamber then flows through the adjoining turbine 22, which can be of single-stage or multi-stage design. In the present example, the turbine 22 includes a high-pressure turbine 24 and a low-pressure turbine 26. A hollow shaft 28 connects the high-pressure turbine 24 to the compressor 16, in particular a high-pressure compressor 29, so that they are driven or rotated together. A further inner shaft 30 in the radial direction RR of the turbine connects the low-pressure turbine 26 to the fan 12 and to a low-pressure compressor 32, so that they are driven or rotated together. A thrust nozzle 33 , which is only indicated here, is connected to the turbine 22 .

Im dargestellten Beispiel einer Fluggasturbine 10 ist zwischen der Hochdruckturbine 24 und der Niederdruckturbine 26 ein Turbinenzwischengehäuse 34 angeordnet, das um die Wellen 28, 30 angeordnet ist. In seinem radial äußeren Bereich 36 wird das Turbinenzwischengehäuse 34 von heißen Abgasen aus der Hochdruckturbine 24 durchströmt. Das heiße Abgas gelangt dann in einen Ringraum 38 der Niederdruckturbine 26. Von den Verdichtern 28, 32 und den Turbinen 24, 26 sind beispielhaft Laufschaufelkränze 27 dargestellt. Üblicherweise vorhandene Leitschaufelkränze 31 sind aus Gründen der Übersicht beispielhaft nur bei dem Verdichter 32 dargestellt.In the illustrated example of an aircraft gas turbine 10, a turbine center frame 34 is arranged between the high-pressure turbine 24 and the low-pressure turbine 26, which is arranged around the shafts 28, 30. In its radially outer region 36 , hot exhaust gases from the high-pressure turbine 24 flow through the turbine center frame 34 . The hot exhaust gas then reaches an annular space 38 of the low-pressure turbine 26. Rotor blade rings 27 of the compressors 28, 32 and the turbines 24, 26 are shown by way of example. For reasons of clarity, guide vane rings 31 that are usually present are shown as an example only for compressor 32 .

Die nachfolgende Beschreibung einer Ausführungsform der Erfindung bezieht sich insbesondere auf axial neben- bzw. nacheinander angeordnete Teile der Turbine 22.The following description of an embodiment of the invention relates in particular to parts of the turbine 22 that are arranged axially next to or behind one another.

Fig. 2 zeigt in einer vereinfachten und schematischen Schnittdarstellung ein vorderes Rotorsegment 40 und ein hinteres Rotorsegment 42 einer Rotoranordnung 100. Das vordere Rotorsegment 40 ist in diesem Beispiel ein Laufschaufelkranz. Das hintere Rotorsegment 42 ist in diesem Beispiel ein Dichtungsträgerelement mit einem radial nach außen vorstehenden Dichtungsabschnitt 44 einer Labyrinthdichtung. Das erste Rotorsegment 40 und das zweite Rotorsegment 42 können aber auch andere rotierende Bauteile der Turbine 22 der Gasturbine 10 sein. 2 shows a front rotor segment 40 and a rear rotor segment 42 of a rotor arrangement 100 in a simplified and schematic sectional view. The front rotor segment 40 is a moving blade ring in this example. The rear rotor segment 42 is in in this example a seal carrier element with a radially outwardly projecting sealing section 44 of a labyrinth seal. However, the first rotor segment 40 and the second rotor segment 42 can also be other rotating components of the turbine 22 of the gas turbine 10 .

Das erste Rotorsegment 40 weist eine erste Kontaktfläche 40k auf. Die erste Kontaktfläche 40k ist in diesem Beispiel ein axial hinterer Flächenabschnitt, insbesondere in Form einer Ringfläche des vorderen Rotorsegments 40. Das zweite Rotorsegment 42 weist eine zweite Kontaktfläche 42k auf. Die zweite Kontaktfläche 42k ist in diesem Beispiel ein axial vorderer Flächenabschnitt, insbesondere in Form einer Ringfläche des hinteren Rotorsegments 42.The first rotor segment 40 has a first contact surface 40k. In this example, the first contact surface 40k is an axially rear surface section, in particular in the form of an annular surface of the front rotor segment 40. The second rotor segment 42 has a second contact surface 42k. In this example, the second contact surface 42k is an axially front surface section, in particular in the form of an annular surface of the rear rotor segment 42.

Die erste Kontaktfläche 40k und die zweite Kontaktfläche 42k sind in Axialrichtung AR einander gegenüber angeordnet. Das vordere Rotorsegment 40 und das hintere Rotorsegment 42 sind mittels einer hier nicht dargestellten Zugankereinrichtung in Axialrichtung miteinander verbunden bzw. gegeneinander verspannt. Hierdurch kommen bzw. stehen die erste Kontaktfläche 40k und die zweite Kontaktfläche 42k miteinander in Berührung bzw. Kontakt.The first contact surface 40k and the second contact surface 42k are arranged opposite one another in the axial direction AR. The front rotor segment 40 and the rear rotor segment 42 are connected to one another or braced against one another in the axial direction by means of a tie rod device, not shown here. As a result, the first contact surface 40k and the second contact surface 42k come or are in contact with one another.

Mittels der Kontaktflächen 40k, 42k werden insbesondere in Axialrichtung AR wirkende Kräfte innerhalb des Verbunds aus Rotorsegmenten 40, 42 übertragen bzw. abgestützt.Forces acting in particular in the axial direction AR are transmitted or supported within the assembly of rotor segments 40, 42 by means of the contact surfaces 40k, 42k.

Fig. 3 zeigt eine Vergrößerung des in Fig. 2 mit dem strichpunktierten Rechteck III eingefassten Bereichs der beiden Kontaktflächen 40k, 42k sowie eine weitere Vergrößerung nur für den Bereich der Kontaktflächen 40k, 42k. 3 shows an enlargement of the in 2 the area of the two contact surfaces 40k, 42k bordered by the dot-dash rectangle III, and a further enlargement only for the area of the contact surfaces 40k, 42k.

Aus diesen vergrößerten Darstellungen ist ersichtlich, dass zwischen den beiden Kontaktflächen 40k, 42k zumindest teilweise bzw. abschnittsweise ein Zwischenraum 46 gebildet ist. Dieser Zwischenraum weist eine geringe Größe von wenigen Millimetern bzw. Bruchteilen von Millimetern auf.It can be seen from these enlarged representations that an intermediate space 46 is formed at least partially or in sections between the two contact surfaces 40k, 42k. This space has a small size of a few millimeters or fractions of a millimeter.

Dabei ist im hier gezeigten Beispiel die zweite Kontaktfläche 42k des hinteren Rotorsegments 42 leicht geneigt bezogen auf die Radialrichtung RR. Zwischen der ersten Kontaktfläche 40k und der zweiten Kontaktfläche 42k ist somit ein kleiner bzw. sehr spitzer Winkel α gebildet. Die Neigung der zweiten Kontaktfläche 42k ist dabei so gewählt, dass der Winkel α etwa 0,5° bis 3°, insbesondere etwa 1° beträgt.In the example shown here, the second contact surface 42k of the rear rotor segment 42 is slightly inclined with respect to the radial direction RR. A small or very acute angle α is thus formed between the first contact surface 40k and the second contact surface 42k. The inclination of the second contact surface 42k is selected in such a way that the angle α is approximately 0.5° to 3°, in particular approximately 1°.

Durch die zueinander geneigte Anordnung der beiden Kontaktflächen 40k, 42k können in diesem Bereich axial Kräfte im Betrieb der Gasturbine besser verteilt und ausgeglichen werden. Hierdurch können unerwünscht hohe Spannungen vermieden werden verglichen mit Kontaktflächen, die parallel zueinander ausgerichtet sind. Dabei wird der zwischen den beiden Kontaktflächen 40k, 42k gebildete Zwischenraum 46 aufgrund der thermischen und mechanischen Wirkungen im Betrieb der Gasturbine geschlossen, so dass die Kontaktflächen 40k, 42k im Betrieb aneinander anliegen. Allerdings bildet sich auf diese Weise kein ringlinienförmiger Kraftübertragungsbereich aus, an dem so hohe axiale Kräfte wirken, dass Materialfraß (Fretting) oder dergleichen auftreten kann. Aufgrund der geneigten Anordnung bzw. Ausgestaltung der Kontaktfläche 42k bzw. der Kontaktflächen 40k, 42k zueinander wird eine verbesserte Spannungsverteilung geschaffen, bei der die Materialbeanspruchung der beiden Rotorsegmente 40, 42 gleichmäßiger ist.Due to the mutually inclined arrangement of the two contact surfaces 40k, 42k, axial forces can be better distributed and balanced in this area during operation of the gas turbine. In this way, undesirably high stresses can be avoided compared to contact surfaces that are aligned parallel to one another. In this case, the intermediate space 46 formed between the two contact surfaces 40k, 42k is closed due to the thermal and mechanical effects during operation of the gas turbine, so that the contact surfaces 40k, 42k rest against one another during operation. However, in this way no ring-line-shaped force transmission area is formed, on which such high axial forces act that material corrosion (fretting) or the like can occur. Due to the inclined arrangement or design of the contact surface 42k or the contact surfaces 40k, 42k relative to one another, an improved stress distribution is created, in which the material stress on the two rotor segments 40, 42 is more even.

BezugszeichenlisteReference List

1010
Fluggasturbineaircraft gas turbine
1212
Fanfan
1414
MantelCoat
1616
Verdichtercompressor
1818
inneres Gehäuseinner casing
2020
Brennkammercombustion chamber
2222
Turbineturbine
2424
Hochdruckturbinehigh pressure turbine
2626
Niederdruckturbinelow pressure turbine
2828
Hohlwellehollow shaft
2929
Hochdruckverdichterhigh-pressure compressor
3030
WelleWave
3131
Leitschaufelkranzvane ring
3232
Niederdruckverdichterlow-pressure compressor
3333
Schubdüsethruster
3434
Turbinenzwischengehäuseturbine center frame
3636
radial äußerer Bereichradially outer area
3838
Ringraumannulus
4040
vorderes Rotorsegmentfront rotor segment
40k40k
erste Kontaktflächefirst contact surface
4242
hinteres Rotorsegmentrear rotor segment
42k42k
zweite Kontaktflächesecond contact surface
4444
Dichtungsabschnittsealing section
4646
Zwischenraumspace
100100
Rotoranordnungrotor arrangement
αa
Winkelangle

Claims (8)

Rotoranordnung (100) für eine Gasturbine (10), insbesondere Fluggasturbine, mit mehreren in Axialrichtung (AR) nacheinander angeordneten Rotorsegmenten (40, 42), die durch wenigstens eine Zugankereinrichtung in Axialrichtung (AR) miteinander verbunden sind; wobei ein in Axialrichtung (AR) vorderes Rotorsegment (40) eine erste Kontaktfläche (40k) aufweist und ein in Axialrichtung (AR) hinteres Rotorsegment (42) eine zweite Kontaktfläche (42k) aufweist, wobei die erste Kontaktfläche (40k) und die zweite Kontaktfläche (42k) zumindest teilweise miteinander in Kontakt stehen, wobei die erste Kontaktfläche (40k) und die zweite Kontaktfläche (42k) im Wesentlichen ringförmig ausgebildet sind und sich in Radialrichtung (RR) und Umfangsrichtung erstrecken, dadurch gekennzeichnet, dass die erste Kontaktfläche (40k) oder/und die zweite Kontaktfläche (42k) bezogen auf die Radialrichtung (RR) zumindest teilweise geneigt verläuft, wobei bezogen auf einen Schnittebene, die durch die Axialrichtung (AR) und die Radialrichtung (RR) aufgespannt ist, zwischen der ersten Kontaktfläche (40k) und der zweiten Kontaktfläche (42k) ein Winkel (a) gebildet ist. Rotor arrangement (100) for a gas turbine (10), in particular an aircraft gas turbine a plurality of rotor segments (40, 42) arranged one after the other in the axial direction (AR) and connected to one another in the axial direction (AR) by at least one tie rod device; wherein a rotor segment (40) that is forward in the axial direction (AR) has a first contact surface (40k) and a rotor segment (42) that is rearward in the axial direction (AR) has a second contact surface (42k), wherein the first contact surface (40k) and the second contact surface (42k) are at least partially in contact with one another, wherein the first contact surface (40k) and the second contact surface (42k) are essentially ring-shaped and extend in the radial direction (RR) and the circumferential direction, characterized in that the first contact surface (40k) and/or the second contact surface (42k) runs at least partially inclined relative to the radial direction (RR), wherein relative to a sectional plane that runs through the axial direction (AR) and the radial direction (RR) is spanned, between the first contact surface (40k) and the second contact surface (42k) an angle (a) is formed. Rotoranordnung (100) nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die erste Kontaktfläche (40k) im Wesentlichen parallel zur Radialrichtung (RR) ist und dass die zweite Kontaktfläche (42k) geneigt zur Radialrichtung (RR) ist.Rotor assembly (100) according to claim 1, characterized in that the first contact surface (40k) is substantially parallel to the radial direction (RR) and that the second contact surface (42k) is inclined to the radial direction (RR). Rotoranordnung (100) nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass das vordere Rotorsegment (40) ein Laufschaufelkranz ist und dass das hintere Rotorsegment (42) ein Dichtungsträger ist.Rotor assembly (100) according to claim 1 or 2, characterized in that the front rotor segment (40) is a bladed ring and that the rear rotor segment (42) is a seal carrier. Rotoranordnung (100) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der Winkel (a) zwischen der ersten Kontaktfläche (40k) und der zweiten Kontaktfläche (42k) 0,5° bis 3° beträgt, insbesondere 0,8° bis 1,2°.Rotor arrangement (100) according to one of the preceding claims, characterized in that the angle (a) between the first contact surface (40k) and the second contact surface (42k) is 0.5° to 3°, in particular 0.8° to 1. 2°. Rotoranordnung (100) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass das vordere Rotorsegment (40) und das hintere Rotorsegment (42) nur über eine einzige Kontaktflächenpaarung bestehend aus der ersten Kontaktfläche (40k) und der zweiten Kontaktfläche (42k) miteinander verspannt sind.Rotor assembly (100) according to any one of the preceding claims, characterized in that the front rotor segment (40) and the rear rotor segment (42) only over a single pair of contact surfaces consisting of the first contact surface (40k) and the second contact surface (42k) are clamped together. Rotoranordnung (100) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass sowohl die erste Kontaktfläche (40k) als auch die zweite Kontaktfläche (42k) nicht mehr als 10°, insbesondere nicht mehr als 5° gegenüber der Radialrichtung geneigt sind.Rotor arrangement (100) according to one of the preceding claims, characterized in that both the first contact surface (40k) and the second contact surface (42k) are inclined by no more than 10°, in particular no more than 5°, with respect to the radial direction. Gasturbine (10), insbesondere Fluggasturbine mit wenigstens einer Rotoranordnung (100) gemäß einem der vorhergehenden Ansprüche.Gas turbine (10), in particular aircraft gas turbine, having at least one rotor arrangement (100) according to one of the preceding claims. Gasturbine (10) nach Anspruch 7, wobei die Rotoranordnung (100) Teil einer Niederdruckturbine (26) oder einer Mitteldruckturbine oder eine Hochdruckturbine (24) ist.Gas turbine (10) according to claim 7, wherein the rotor assembly (100) is part of a low pressure turbine (26) or an intermediate pressure turbine or a high pressure turbine (24).
EP22200151.3A 2021-10-12 2022-10-06 Rotor assembly for a gas turbine with inclined axial contact surfaces, gas turbine and aviation gas turbine, formed on rotor segments Pending EP4166754A1 (en)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE102021126427.8A DE102021126427A1 (en) 2021-10-12 2021-10-12 Rotor arrangement for a gas turbine with inclined axial contact surfaces formed on rotor segments, gas turbine and aircraft gas turbine

Publications (1)

Publication Number Publication Date
EP4166754A1 true EP4166754A1 (en) 2023-04-19

Family

ID=83688752

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP22200151.3A Pending EP4166754A1 (en) 2021-10-12 2022-10-06 Rotor assembly for a gas turbine with inclined axial contact surfaces, gas turbine and aviation gas turbine, formed on rotor segments

Country Status (3)

Country Link
US (1) US11795822B2 (en)
EP (1) EP4166754A1 (en)
DE (1) DE102021126427A1 (en)

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20070009360A1 (en) * 2004-07-13 2007-01-11 Honeywell International, Inc. Non-parallel spacer for improved rotor group balance
US20100290904A1 (en) * 2009-05-15 2010-11-18 General Electric Company Coupling for rotary components
US20110219781A1 (en) 2010-03-10 2011-09-15 Daniel Benjamin Gas turbine engine with tie shaft for axial high pressure compressor rotor
US8459943B2 (en) 2010-03-10 2013-06-11 United Technologies Corporation Gas turbine engine rotor sections held together by tie shaft, and with blade rim undercut
EP2677120A1 (en) * 2012-06-22 2013-12-25 General Electric Company Gas turbine conical flange bolted joint
WO2014039826A1 (en) * 2012-09-06 2014-03-13 Solar Turbines Incorporated Gas turbine engine compressor undercut spacer
US8794923B2 (en) 2010-10-29 2014-08-05 United Technologies Corporation Gas turbine engine rotor tie shaft arrangement
US20200291781A1 (en) 2019-03-14 2020-09-17 United Technologies Corporation Tie shaft assembly for a gas turbine engine

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
AT378575B (en) 1979-10-25 1985-08-26 Elin Union Ag ROTOR FOR A THERMAL TURBO MACHINE
JPS5830405A (en) * 1981-08-19 1983-02-22 Hitachi Ltd Rotor mounting device of axial flow machine
DE4215050C2 (en) 1992-05-07 1997-07-17 Audi Ag Device on at least two metallic components to be rotatably or pivotally mounted on an axis or shaft
GB0919202D0 (en) 2009-11-03 2009-12-16 Rolls Royce Plc A male or female element for a conic coupling
US20140099210A1 (en) * 2012-10-09 2014-04-10 General Electric Company System for gas turbine rotor and section coupling
WO2015081037A1 (en) * 2013-11-26 2015-06-04 General Electric Company Radial tie-bolt support spring
US10125785B2 (en) * 2015-10-16 2018-11-13 Pratt & Whitney Reduced stress rotor interface
GB201602857D0 (en) * 2016-02-18 2016-04-06 Rolls Royce Plc Connection of rotatable parts
US20180058219A1 (en) * 2016-08-30 2018-03-01 Siemens Aktiengesellschaft Rotor disk having serrations and rotor

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20070009360A1 (en) * 2004-07-13 2007-01-11 Honeywell International, Inc. Non-parallel spacer for improved rotor group balance
US20100290904A1 (en) * 2009-05-15 2010-11-18 General Electric Company Coupling for rotary components
US20110219781A1 (en) 2010-03-10 2011-09-15 Daniel Benjamin Gas turbine engine with tie shaft for axial high pressure compressor rotor
US8459943B2 (en) 2010-03-10 2013-06-11 United Technologies Corporation Gas turbine engine rotor sections held together by tie shaft, and with blade rim undercut
US8794923B2 (en) 2010-10-29 2014-08-05 United Technologies Corporation Gas turbine engine rotor tie shaft arrangement
EP2677120A1 (en) * 2012-06-22 2013-12-25 General Electric Company Gas turbine conical flange bolted joint
WO2014039826A1 (en) * 2012-09-06 2014-03-13 Solar Turbines Incorporated Gas turbine engine compressor undercut spacer
US20200291781A1 (en) 2019-03-14 2020-09-17 United Technologies Corporation Tie shaft assembly for a gas turbine engine

Also Published As

Publication number Publication date
US20230111341A1 (en) 2023-04-13
DE102021126427A1 (en) 2023-04-13
US11795822B2 (en) 2023-10-24

Similar Documents

Publication Publication Date Title
DE602004007171T2 (en) Strut of a gas turbine engine and engine casing with such attached to the wreaths with Morse cones struts
DE102004024683B4 (en) Sealing system for horizontal joints of intermediate floors of steam turbines
DE102008002867A1 (en) Split span adjustable vane and associated method
EP3051068A1 (en) Guide blade ring for a flow engine and additive manufacturing method
EP1694943B1 (en) Turbomachine
EP2466074A1 (en) Gas turbine engine with piston ring sealing device
EP3273001B1 (en) Methods of manufacturing a tandem guide vane segment
DE3704197C1 (en) Removable burst protection ring
EP3699398A1 (en) Blade with no cover strip for a high-speed turbine stage
EP3324002A1 (en) Axial turbomachine and sealing system for an axial turbomachine
DE102007050916A1 (en) Stator arrangement for compressor of fluid conveying arrangement in gas turbine engine, has radial passage conduit formed in part of stator ring segment, where radial passage conduit is arranged adjacent to stator blade passage conduit
DE102010007724A1 (en) Screwless intermediate stage seal of a gas turbine
EP2647796A1 (en) Seal system for a turbo engine
DE102016116222A1 (en) gas turbine
EP2284426B1 (en) Turbomachine
EP4390106A1 (en) Turbofan engine
DE102014005852A1 (en) turbine blade
EP3056684B1 (en) Axially split inner ring for a flow machine, guide blade assembly and aircraft engine
EP4166754A1 (en) Rotor assembly for a gas turbine with inclined axial contact surfaces, gas turbine and aviation gas turbine, formed on rotor segments
DE102011052037A1 (en) Flow divider arrangement for steam turbo drive and method
DE102020122601A1 (en) Seal system, transmission with a seal system and gas turbine engine with a seal system
EP3997310A1 (en) Guide vane segment having a support portion rib
EP3536913A1 (en) Inner ring for a turbomachine and method for producing said inner ring
EP4177444A1 (en) Variable-pitch vane with convex radially inner bearing section for a gas turbine, especially for an aviation gas turbine
DE10233881B4 (en) By thermal effects radially variable ring element

Legal Events

Date Code Title Description
PUAI Public reference made under article 153(3) epc to a published international application that has entered the european phase

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009012

STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: THE APPLICATION HAS BEEN PUBLISHED

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: A1

Designated state(s): AL AT BE BG CH CY CZ DE DK EE ES FI FR GB GR HR HU IE IS IT LI LT LU LV MC ME MK MT NL NO PL PT RO RS SE SI SK SM TR

STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: REQUEST FOR EXAMINATION WAS MADE

17P Request for examination filed

Effective date: 20231019

RBV Designated contracting states (corrected)

Designated state(s): AL AT BE BG CH CY CZ DE DK EE ES FI FR GB GR HR HU IE IS IT LI LT LU LV MC ME MK MT NL NO PL PT RO RS SE SI SK SM TR