DE102012014109A1

DE102012014109A1 - Washer seal for use in gas turbine engine, has sealing ring, which is arranged between radially outer sections of rotor disks and is clamped between rotor disks in axial direction, where sealing elements are arranged on sealing ring

Info

Publication number: DE102012014109A1
Application number: DE201210014109
Authority: DE
Inventors: Sascha Burghardt
Original assignee: Rolls Royce Deutschland Ltd and Co KG
Current assignee: Rolls Royce Deutschland Ltd and Co KG
Priority date: 2012-07-17
Filing date: 2012-07-17
Publication date: 2014-01-23

Abstract

The washer seal has two rotor disks (30,31), which are provided with rotor blades (29), where stator blades (32) are arranged between the rotor disks. A sealing ring (33) is arranged between radially outer sections of the rotor disks and is clamped between the rotor disks in an axial direction. The sealing elements (34) are arranged on the sealing ring. The sealing ring comprises a fiber-reinforced support area, which consists of a fiber-metal-matrix, where the fibers are arranged in a circumferential direction.

Description

Die Erfindung bezieht sich auf eine Zwischenscheibendichtung einer Gasturbine, mit zumindest zwei mit Rotorschaufeln versehenen, axial nebeneinander angeordneten Rotorscheiben. Zwischen den Rotorschaufeln sind in einer Umfangsreihe angeordnete Statorschaufeln vorgesehen. Diese sind an ihrem radial inneren Endbereich miteinander verbunden. Dieser radial innere Bereich der Statorschaufeln ist gegenüber den Rotorscheiben der Rotorschaufeln abgedichtet, um eine Leckageströmung zu verhindern. Weiterhin wird der Zwischenraum zwischen den Rotorscheiben mit Kühlluft beaufschlagt, welche auch dazu verwendet wird, die Rotorscheiben und die Rotorschaufeln zu kühlen.The invention relates to an intermediate disc seal of a gas turbine, with at least two rotor blades provided with axially juxtaposed rotor discs. Between the rotor blades arranged in a circumferential row stator blades are provided. These are connected to one another at their radially inner end region. This radially inner region of the stator blades is sealed from the rotor disks of the rotor blades to prevent leakage flow. Furthermore, cooling air is applied to the space between the rotor disks, which is also used to cool the rotor disks and the rotor blades.

In der Flugzeugtriebwerkstechnik werden Triebwerksrotoren mit Kompressorzapfluft gekühlt. Um die Kühlluftzufuhr zu gewährleisten und die Rotorscheiben gegen Eintritt von Heißgas abzuschirmen, werden Dichtelemente verwendet. Beim Einbau von Dichtelementen zwischen Rotorscheiben werden speziell konstruierte Dichtungsscheiben bzw. Dichtungsrotoren eingesetzt. Diese Dichtungsscheiben bzw. Dichtungsrotoren dienen dabei als Träger des Dichtelementes und als Abstandshalter zwischen zwei beschaufelten Rotorscheiben. Durch die Ausformung als Scheibe wird der Widerstand gegen die auftretende Fliehkraft durch Rotation gewährleistet.In aircraft engine technology, engine rotors with compressor bleed air are cooled. In order to ensure the cooling air supply and shield the rotor disks against entry of hot gas, sealing elements are used. When installing sealing elements between rotor disks, specially designed sealing disks or sealing rotors are used. These sealing discs or sealing rotors serve as a carrier of the sealing element and as a spacer between two bladed rotor discs. The shape as a disk, the resistance to the centrifugal force is ensured by rotation.

Zum Stand der Technik wird auf die DE 10 2010 007 724 A1 verwiesen.The prior art is on the DE 10 2010 007 724 A1 directed.

Als nachteilig erweist sich bei dieser Konstruktion, dass die Dichtungsrotoren das Gewicht der Gasturbine erhöhen. Weiterhin erhöht sich die Komplexität des Triebwerks, da die Dichtungsrotoren zum einen bei der Montage einen nicht zu vernachlässigenden Aufwand benötigen und einen relativ hohen Platzbedarf haben. Ein weiterer Nachteil liegt darin, dass die Dichtungsrotoren sich in der Zwischenkammer zwischen benachbarten Rotorscheiben befinden und somit eine Durchströmung dieses Zwischenraums behindern. Zusätzlich ist die Herstellung der Dichtungsrotoren ebenso wie ihre Montage mit Kosten verbunden.A disadvantage of this construction proves that the seal rotors increase the weight of the gas turbine. Furthermore, the complexity of the engine increases, since the sealing rotors require a not insignificant effort during assembly and have a relatively large amount of space. Another disadvantage is that the sealing rotors are located in the intermediate chamber between adjacent rotor disks and thus obstruct a flow through this gap. In addition, the manufacture of the seal rotors as well as their assembly is associated with costs.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine Zwischenscheibendichtung der eingangs genannten Art zu schaffen, welche bei einfachem Aufbau und einfacher, kostengünstiger Herstellbarkeit die Nachteile des Standes der Technik vermeidet und eine optimierte Funktionalität aufweist.The invention has for its object to provide an intermediate disc seal of the type mentioned, which avoids the disadvantages of the prior art with a simple structure and simple, cost-effective manufacturability and has an optimized functionality.

Erfindungsgemäß wird die Aufgabe durch die Merkmalskombination des Anspruchs 1 gelöst, die Unteransprüche zeigen weitere vorteilhafte Ausgestaltungen der Erfindung.According to the invention the object is achieved by the combination of features of claim 1, the dependent claims show further advantageous embodiments of the invention.

Erfindungsgemäß ist somit vorgesehen, dass zwischen radial äußeren Bereichen der benachbarten Rotorscheiben ein Dichtungsring angeordnet ist, welcher in Axialrichtung zwischen den Rotorscheiben geklemmt und von diesen gehaltert ist.According to the invention it is thus provided that between the radially outer regions of the adjacent rotor disks, a sealing ring is arranged, which is clamped in the axial direction between the rotor disks and supported by these.

Erfindungsgemäß kann somit auf die Dichtungsrotoren bzw. die Dichtungsrotorscheiben vollständig verzichtet werden. Hierdurch verringert sich das Gesamtgewicht der Anordnung.According to the invention can thus be completely dispensed with the seal rotors or the seal rotor discs. This reduces the overall weight of the assembly.

Ein weiterer Vorteil besteht darin, dass durch das Verzichten auf einen Dichtungsrotor die Luftführung bzw. die Kühlung im Rotorscheibenzwischenraum zwischen den beiden Rotorscheiben verbessert wird. Es ergeben sich gleichmäßigere Strömungsverhältnisse, die nicht durch den beim Stand der Technik bekannten Dichtungsrotor gestört werden. Hierdurch wird auch die Kühlung der Rotorblätter verbessert.Another advantage is that dispensing with a sealing rotor, the air flow and the cooling in the rotor disc space between the two rotor discs is improved. This results in more uniform flow conditions, which are not disturbed by the sealing rotor known in the prior art. As a result, the cooling of the rotor blades is improved.

Erfindungsgemäß ergibt sich somit die Möglichkeit, an den Dichtungsringen selbst Dichtelemente anzuordnen, welche die Rotorscheiben gegenüber den Statorschaufeln abdichten. Alternativ ist es auch möglich, die Dichtelemente jeweils direkt an den Rotorscheiben vorzusehen, so dass der Dichtungsring noch kleiner und leichter ausgeführt werden kann. Die Dichtungen werden dabei, wie beim Stand der Technik bekannt, als Anstreifdichtungen ausgebildet.Thus, according to the invention, it is possible to arrange sealing elements on the sealing rings themselves, which seal the rotor disks with respect to the stator blades. Alternatively, it is also possible to provide the sealing elements in each case directly on the rotor disks, so that the sealing ring can be made even smaller and lighter. The seals are formed, as known in the art, as Anstreifdichtungen.

In einer besonders günstigen Ausgestaltung der Erfindung ist vorgesehen, dass der Dichtungsring einen faserverstärkten Tragbereich umfasst und/oder mit einem Dichtbereich versehen ist, der aus einem hochtemperaturfesten Werkstoff gefertigt ist. Bei dem hochtemperaturfesten Werkstoff kann es sich beispielsweise um eine Nickellegierung handeln, während der faserverstärkte Tragbereich eine Metallmatrix-Faserverbundkonstruktion umfasst, die beispielsweise eine Titanlegierung als Metallmatrix verwendet. Durch diese erfindungsgemäße Ausgestaltung kann der Dichtungsring hohen Fliehkräften widerstehen, welche aus den hohen Drehgeschwindigkeiten von Fluggasturbinen resultieren. Die Dichtungsrotoren drehen sich dabei beispielsweise mit 16.000 min^–1 und können sich in speziellen Anwendungen mit bis zu 34.000 min^–1 drehen.In a particularly favorable embodiment of the invention it is provided that the sealing ring comprises a fiber-reinforced support region and / or is provided with a sealing region which is made of a high temperature resistant material. The high temperature resistant material may be, for example, a nickel alloy while the fiber reinforced support portion comprises a metal matrix fiber composite construction using, for example, a titanium alloy as the metal matrix. By means of this embodiment according to the invention, the sealing ring can withstand high centrifugal forces which result from the high rotational speeds of aircraft gas turbines. The seal rotors rotate, for example, with 16,000 ^min-1 and can rotate in special applications with up to 34,000 min ^-1.

Die erfindungsgemäß zu verwendenden Fasern sind beispielsweise Glasfasern oder Kohlenstofffasern. Beispielsweise handelt es sich um mit Ti64 beschichtete Fasern. Somit ergibt sich erfindungsgemäß eine stabile, temperaturbeständige und hochfeste Konstruktion, bei welcher der faserverstärkte Tragbereich die im Betrieb auftretenden Kräfte aufnimmt, während der hochtemperaturfeste Dichtbereich die Dichtfunktion gewährleistet.The fibers to be used according to the invention are, for example, glass fibers or carbon fibers. For example, these are Ti64 coated fibers. Thus, according to the invention results in a stable, temperature-resistant and high-strength construction, in which the fiber-reinforced support area absorbs the forces occurring during operation, while the high-temperature-resistant sealing region ensures the sealing function.

Die erfindungsgemäße Konstruktion kann sowohl im Hochdruckturbinenbereich als auch im Kompressorbereich von Fluggasturbinen oder stationären Gasturbinen Anwendung finden.The construction according to the invention can be used both in the high-pressure turbine area and in the Compressor range of aircraft gas turbine or stationary gas turbine application.

Der aus einer Faser-Metall-Matrix aufgebaute Tragbereich umfasst erfindungsgemäß in Umfangsrichtung angeordnete Fasern und bildet somit eine ultrasteife Gesamtkonstruktion, welche die auftretenden Zentrifugalbelastungen aufnimmt.The support region constructed from a fiber-metal matrix comprises fibers arranged in the circumferential direction according to the invention and thus forms an ultra-rigid overall construction which absorbs the centrifugal loads which occur.

Durch die erfindungsgemäße Ausgestaltung ist es möglich, den erfindungsgemäßen Dichtungsring zwischen den benachbarten Rotorscheiben zu klemmen, um ihn auf diese Weise fest zu montieren. Durch die Axialverspannung der Rotorscheiben wird auch der erfindungsgemäße Dichtungsring geklemmt und befestigt.The inventive design, it is possible to clamp the sealing ring according to the invention between the adjacent rotor disks to mount it firmly in this way. Due to the Axialverspannung the rotor discs and the sealing ring according to the invention is clamped and secured.

Um eine Abdichtung zwischen den benachbarten Rotorscheiben im Bereich der Statorschaufeln zu gewährleisten, werden als Dichtelemente jeweils in Umfangsrichtung verlaufende Dichtlippen verwendet, welche eine Anstreifdichtung bilden. Diese liegen gegen eine Dichtringkonstruktion die an den Statorschaufeln montiert ist an, welche beispielsweise eine Einlaufschicht umfassen kann. Hierdurch erfolgt eine wirksame Abdichtung des Rotorscheibenzwischenraums ebenso wie eine Leckagedichtung der Heißgasströmung.In order to ensure a seal between the adjacent rotor disks in the region of the stator blades, sealing lips extending in the circumferential direction are used as sealing elements, which form an abradable seal. These are against a sealing ring construction which is mounted on the stator blades, which may for example comprise an inlet layer. This results in an effective sealing of the rotor disc gap as well as a leakage seal of the hot gas flow.

Im Folgenden wird die Erfindung anhand von Ausführungsbeispielen in Verbindung mit der Zeichnung beschrieben. Dabei zeigt:In the following the invention will be described by means of embodiments in conjunction with the drawing. Showing:

1 eine schematische Darstellung eines Gasturbinentriebwerks gemäß der vorliegenden Erfindung, 1 a schematic representation of a gas turbine engine according to the present invention,

2 eine Axialschnittansicht in schematischer Darstellung zweier Rotorscheiben mit Dichtungsrotor und Statorschaufeln gemäß dem Stand der Technik, 2 3 shows a schematic axial sectional view of two rotor disks with sealing rotor and stator blades according to the prior art,

3 eine Darstellung eines ersten Ausführungsbeispiels, 3 a representation of a first embodiment,

4 eine weitere Detailansicht des ersten Ausführungsbeispiels analog 3, 4 a further detailed view of the first embodiment analog 3 .

5 ein weiteres Ausführungsbeispiel der Erfindung, 5 a further embodiment of the invention,

6 eine weitere Darstellung eines erfindungsgemäßen Ausführungsbeispiels, und 6 a further illustration of an embodiment of the invention, and

7 eine Weitere Darstellung, analog den 3 bis 6, eines weiteren Ausführungsbeispiels der Erfindung. 7 a further representation, analogous to 3 to 6 , Another embodiment of the invention.

Das Gasturbinentriebwerk 10 gemäß 1 ist ein Beispiel einer Turbomaschine, bei der die Erfindung Anwendung finden kann. Aus dem Folgenden wird jedoch klar, dass die Erfindung auch bei anderen Turbomaschinen verwendet werden kann. Das Triebwerk 10 ist in herkömmlicher Weise ausgebildet und umfasst in Strömungsrichtung hintereinander einen Lufteinlass 11, einen in einem Gehäuse umlaufenden Fan 12, einen Zwischendruckkompressor 13, einen Hochdruckkompressor 14, Brennkammern 15, eine Hochdruckturbine 16, eine Zwischendruckturbine 17 und eine Niederdruckturbine 18 sowie eine Abgasdüse 19, die sämtlich um eine zentrale Triebwerksachse 1 angeordnet sind.The gas turbine engine 10 according to 1 is an example of a turbomachine to which the invention may find application. However, it will be understood from the following that the invention can be used with other turbomachinery as well. The engine 10 is formed in a conventional manner and comprises one air inlet in succession in the flow direction 11 , a circulating in a housing fan 12 , an intermediate pressure compressor 13 , a high pressure compressor 14 , Combustion chambers 15 , a high-pressure turbine 16 , an intermediate-pressure turbine 17 and a low-pressure turbine 18 and an exhaust nozzle 19 all around a central engine axis 1 are arranged.

Der Zwischendruckkompressor 13 und der Hochdruckkompressor 14 umfassen jeweils mehrere Stufen, von denen jede eine in Umfangsrichtung verlaufende Anordnung fester stationärer Leitschaufeln 20 aufweist, die allgemein als Statorschaufeln bezeichnet werden und die radial nach innen vom Triebwerksgehäuse 21 in einem ringförmigen Strömungskanal durch die Kompressoren 13, 14 vorstehen. Die Kompressoren weisen weiter eine Anordnung von Kompressorlaufschaufeln 22 auf, die radial nach außen von einer drehbaren Trommel oder Scheibe 26 vorstehen, die mit Naben 27 der Hochdruckturbine 16 bzw. der Zwischendruckturbine 17 gekoppelt sind.The intermediate pressure compressor 13 and the high pressure compressor 14 each comprise a plurality of stages, each of which comprises a circumferentially extending array of fixed stationary vanes 20 commonly referred to as stator blades and radially inward of the engine casing 21 in an annular flow channel through the compressors 13 . 14 protrude. The compressors further include an array of compressor blades 22 on, which is radially outward from a rotatable drum or disc 26 project with hubs 27 the high-pressure turbine 16 or the intermediate-pressure turbine 17 are coupled.

Die Turbinenabschnitte 16, 17, 18 weisen ähnliche Stufen auf, umfassend eine Anordnung von festen Leitschaufeln 23, die radial nach innen vom Gehäuse 21 in den ringförmigen Strömungskanal durch die Turbinen 16, 17, 18 vorstehen, und eine nachfolgende Anordnung von Turbinenschaufeln 24, die nach außen von einer drehbaren Nabe 27 vorstehen. Die Kompressortrommel oder Kompressorscheibe 26 und die darauf angeordneten Schaufeln 22 sowie die Turbinenrotornabe 27 und die darauf angeordneten Turbinenlaufschaufeln 24 drehen sich im Betrieb um die Triebwerksachse 1.The turbine sections 16 . 17 . 18 have similar steps, comprising an array of fixed vanes 23 extending radially inward from the housing 21 into the annular flow channel through the turbines 16 . 17 . 18 project, and a subsequent arrangement of turbine blades 24 facing outward from a rotatable hub 27 protrude. The compressor drum or compressor disk 26 and the blades arranged thereon 22 as well as the turbine rotor hub 27 and the turbine blades disposed thereon 24 rotate around the engine axis during operation 1 ,

Die 2 zeigt eine Detailansicht gemäß dem Stand der Technik, bei welcher eine erste Rotorscheibe 30 und eine zweite Rotorscheibe 31 vorgesehen sind. Die beiden Rotorscheiben 30 und 31 sind miteinander verbunden und rotieren um die Triebwerksachse 1. An den radial äußeren Enden der Rotorscheiben 30 und 31 sind jeweils Rotorschaufeln 29 befestigt.The 2 shows a detail view according to the prior art, in which a first rotor disk 30 and a second rotor disk 31 are provided. The two rotor disks 30 and 31 are connected to each other and rotate around the engine axis 1 , At the radially outer ends of the rotor disks 30 and 31 are each rotor blades 29 attached.

Zwischen den Rotorschaufeln 29 ist eine Reihe von Statorschaufeln 32 angeordnet. Die einzelnen Statorschaufeln 32 sind an ihrem radial äußeren Endbereich jeweils an einem Gehäuse oder einer Wandung des im Einzelnen nicht dargestellten Strömungskanals befestigt. An dem radial innenliegenden Endbereich sind die Statorschaufeln 32 jeweils miteinander verbunden, insbesondere durch Verbindung der Schaufelfüße oder Schaufelendbereiche zu einem Ringelement 38. Das Ringelement 38 bildet einen Teil einer Dichtung und umfasst einen Anstreifring 42, gegen welchen die Dichtlippen 43 abdichten, welche an einer Rotorscheibe 44 ausgebildet sind. Die Rotorscheibe erstreckt sich in radialer Richtung in eine Zwischenscheibenkammer 45 zwischen den Rotorscheiben 30 und 31. Die Rotorscheibe 44 ist an ihrem radial äußeren Endbereich mit seitlichen Lagerringen 39 und 40 versehen, welche zur Befestigung und Klemmung zwischen den Rotorscheiben 30 und 31 dient.Between the rotor blades 29 is a series of stator blades 32 arranged. The individual stator blades 32 are attached at their radially outer end region in each case to a housing or a wall of the flow channel, not shown in detail. At the radially inner end region are the stator blades 32 respectively connected to each other, in particular by connecting the blade roots or Schaufelendbereiche to a ring element 38 , The ring element 38 forms a part of a seal and includes a scraper ring 42 against which the sealing lips 43 seal, which on a rotor disk 44 are formed. The rotor disk extends in the radial direction into an intermediate disk chamber 45 between the rotor disks 30 and 31 , The rotor disk 44 is at its radially outer end region with lateral bearing rings 39 and 40 provided, which for fastening and clamping between the rotor discs 30 and 31 serves.

Die 3 zeigt ein erstes Ausführungsbeispiel der erfindungsgemäßen Zwischenscheibendichtung. Die Zwischenscheibendichtung ist in Form eines Dichtungsrings 33 ausgebildet, welcher sowohl als Abstandselement zwischen den benachbarten Rotorscheiben 30 und 31 dient, als auch als Abdichtung der Zwischenscheibenkammer 45.The 3 shows a first embodiment of the inter-plate seal according to the invention. The washer seal is in the form of a seal ring 33 formed, which both as a spacer between the adjacent rotor disks 30 and 31 serves, as well as a seal of the intermediate disc chamber 45 ,

Bei dem in 3 gezeigten Ausführungsbeispiel sind an den benachbarten Rotorscheiben jeweils Dichtelemente oder Dichtlippen 34 und 35 ausgebildet, welche jeweils für Abdichtung gegen einen Anstreifring des Ringelements 38, welches an den Statorschaufeln 32 montiert ist, vorgesehen sind.At the in 3 shown embodiment are each sealing elements or sealing lips on the adjacent rotor discs 34 and 35 formed, each for sealing against a squealer ring of the ring element 38 which is attached to the stator blades 32 is mounted, are provided.

Die Darstellung der 4 zeigt eine vergrößerte Ansicht des erfindungsgemäßen Dichtungsrings 33. Dabei ist ersichtlich, dass der Dichtungsring 33 einen zentrischen faserverstärkten Tragbereich 36 umfasst, an welchem seitlich ein Dichtbereich 37 ausgebildet ist. Der faserverstärkte Tragbereich 36 nimmt die auftretenden Zentrifugalkräfte auf, während der Dichtbereich 37 aus einem hochtemperaturfesten Material gefertigt ist und den Tragbereich 36 umschließt.The presentation of the 4 shows an enlarged view of the sealing ring according to the invention 33 , It can be seen that the sealing ring 33 a centric fiber reinforced support area 36 includes, at which laterally a sealing area 37 is trained. The fiber-reinforced support area 36 absorbs the occurring centrifugal forces, while the sealing area 37 is made of a high temperature resistant material and the support area 36 encloses.

Mit dem Bezugszeichen 46 ist ein Kühlluftkanal dargestellt, durch welchen Kühlluft aus der Zwischenscheibenkammer 45 in die Rotorschaufeln 29 geleitet werden kann.With the reference number 46 a cooling air passage is shown, through which cooling air from the intermediate disc chamber 45 into the rotor blades 29 can be directed.

Die 5 zeigt ein abgewandeltes Ausführungsbeispiel, bei welchem der faserverstärkte Tragbereich 36 radial weiter innen angeordnet ist und radial außen liegend von dem hochtemperaturfesten Dichtbereich 37 umschlossen wird. Der Dichtbereich 37 dient zur Lagerung und Klemmung des Dichtungsrings 33 zwischen den Rotorscheiben 30 und 31.The 5 shows a modified embodiment in which the fiber-reinforced support portion 36 is arranged radially further inside and radially outward from the high temperature resistant sealing area 37 is enclosed. The sealing area 37 serves for storage and clamping of the sealing ring 33 between the rotor disks 30 and 31 ,

Das Ausführungsbeispiel der 6 zeigt eine weitere Variante, bei welcher angrenzend an den zentrischen faserverstärkten Tragbereich 36 seitliche Lagerringe 39 und 40 ausgebildet sind, welche zur Lagerung und Klemmung des erfindungsgemäßen Dichtungsrings 33 dienen. Diese Lagerringe 39 und 40 sind aus einem hochtemperaturfesten Werkstoff gefertigt. An den Verbindungsbereich der Lagerringe 39 und 40 ist radial außen liegend ein Dichtelement 34 mit mehreren Dichtlippen ausgebildet.The embodiment of 6 shows a further variant, in which adjacent to the central fiber-reinforced support area 36 lateral bearing rings 39 and 40 are formed, which for storage and clamping of the sealing ring according to the invention 33 serve. These bearing rings 39 and 40 are made of a high temperature resistant material. At the connection area of the bearing rings 39 and 40 is radially outward lying a sealing element 34 formed with a plurality of sealing lips.

Das Ausführungsbeispiel der 7 zeigt eine weitere Variante der Erfindung. Im Unterschied zu dem Ausführungsbeispiel der 6 ist der faserverstärkte Tragbereich 36 mittels eines Stegs 47 von dem Dichtbereich 37 beabstandet, um auf diese Weise eine thermische Entkopplung zu realisieren und um die Möglichkeit zu geben, zwei faserverstärkte Tragbereiche 36 anzuordnen.The embodiment of 7 shows a further variant of the invention. In contrast to the embodiment of 6 is the fiber reinforced support area 36 by means of a bridge 47 from the sealing area 37 spaced to realize in this way a thermal decoupling and to give the possibility of two fiber reinforced support areas 36 to arrange.

Der erfindungsgemäße Dichtungsring ist somit so ausgebildet, dass er hohen Drehzahlen und dabei auftretenden Zentrifugalkräften widerstehen kann (durch den faserverstärkten Tragbereich 36) und durch den hochtemperaturfesten Dichtbereich 37 eine Dichtungsfunktion in optimaler Weise übernimmt und zusätzlich hohen Temperaturen und hohen Drücken widersteht. Dabei werden die auftretenden Zentrifugalkräfte auf den faserverstärkten Tragbereich 36 eingeleitet, während die seitlichen Bereiche des Dichtbereichs 37 zur Abstützung und Lagerung dienen. Somit ist eine Klemmung durch Verschraubung zwischen den Rotorscheiben 30 und 31 gewährleistet.The sealing ring according to the invention is thus designed so that it can withstand high rotational speeds and centrifugal forces occurring (through the fiber-reinforced support region 36 ) and by the high temperature resistant sealing area 37 performs a sealing function in an optimal way and additionally withstands high temperatures and high pressures. The occurring centrifugal forces are on the fiber-reinforced support area 36 initiated while the lateral areas of the sealing area 37 serve for support and storage. Thus, a clamping by screwing between the rotor discs 30 and 31 guaranteed.

BezugszeichenlisteLIST OF REFERENCE NUMBERS

11: TriebwerksachseEngine axis
1010: Gasturbinentriebwerk/KerntriebwerkGas turbine engine / core engine
1111: Lufteinlassair intake
1212: Fanfan
1313: Mitteldruckkompressor (Verdichter)Medium pressure compressor (compressor)
1414: HochdruckkompressorHigh pressure compressor
1515: Brennkammercombustion chamber
1616: HochdruckturbineHigh-pressure turbine
1717: MitteldruckturbineIntermediate pressure turbine
1818: NiederdruckturbineLow-pressure turbine
1919: Abgasdüseexhaust nozzle
2020: Leitschaufelnvanes
2121: TriebwerksgehäuseEngine casing
2222: KompressorlaufschaufelnCompressor blades
2323: Leitschaufelnvanes
2424: Turbinenschaufelnturbine blades
2626: Kompressortrommel oder -scheibeCompressor drum or disc
2727: TurbinenrotornabeTurbinenrotornabe
2828: Auslasskonusoutlet cone
2929: Rotorschaufelrotor blade
3030: erste Rotorscheibefirst rotor disk
3131: zweite Rotorscheibesecond rotor disk
3232: Statorschaufelstator
3333: Dichtungsringsealing ring
3434: Dichtelement/DichtlippeSeal / sealing lip
3535: Dichtelement/DichtlippeSeal / sealing lip
3636: faserverstärkter Tragbereichfiber reinforced support area
3737: Dichtbereichsealing area
3838: Ringelementring element
3939: Lagerringbearing ring
4040: Lagerringbearing ring
4141: Schaufelfußblade
4242: Anstreifringshroud
4343: Dichtlippesealing lip
44 44: Rotorscheiberotor disc
4545: ZwischenscheibenkammerDisk interspace
4646: KühlluftbereichThe cooling air
4747: Stegweb

ZITATE ENTHALTEN IN DER BESCHREIBUNG QUOTES INCLUDE IN THE DESCRIPTION

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Zitierte PatentliteraturCited patent literature

DE 102010007724 A1 [0003]

Claims

Intermediate disc seal of a gas turbine, with two with rotor blades ( 29 ) provided rotor discs ( 30 . 31 ) between which stator blades ( 32 ) are arranged, characterized in that between radially outer regions of the rotor discs ( 30 . 31 ) a sealing ring ( 33 ) and in the axial direction between the rotor discs ( 30 . 31 ) is clamped and held by these.

Intermediate disc seal according to claim 1, characterized in that on the sealing ring ( 33 ) Sealing elements ( 34 ) are arranged.

Intermediate disc seal according to claim 1, characterized in that in each case on the rotor discs ( 30 . 31 ) Sealing elements ( 35 ) are arranged.

Intermediate disc seal according to one of claims 1 to 3, characterized in that the sealing ring ( 33 ) a fiber-reinforced support area ( 36 ).

Intermediate disc seal according to one of claims 1 to 4, characterized in that the sealing ring ( 33 ) a made of a high temperature resistant material sealing area ( 37 ).

Intermediate disc seal according to claim 4, characterized in that the support area ( 36 ) consists of a fiber-metal matrix.

Intermediate disc seal according to claim 6, characterized in that the fibers are arranged in the circumferential direction.

Intermediate disc seal according to one of claims 1 to 7, characterized in that on the sealing ring ( 33 ) extending in the circumferential direction, with a the stator blades ( 32 ) connecting ring element ( 38 ) in abutment sealing lips ( 34 ) are formed.

Intermediate disc seal according to one of claims 1 to 7, characterized in that on the rotor blades ( 30 . 31 ) extending in the circumferential direction, with a the stator blades ( 32 ) connecting ring element ( 38 ) in abutment sealing lips ( 34 ) are formed.

Intermediate disc seal according to one of claims 1 to 9, characterized in that on the sealing ring ( 33 ) in the axial direction lateral bearing rings ( 39 . 40 ) are formed.