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EP3763917A1 - Guide blade segment with support section rib - Google Patents

Guide blade segment with support section rib Download PDF

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Publication number
EP3763917A1
EP3763917A1 EP19184841.5A EP19184841A EP3763917A1 EP 3763917 A1 EP3763917 A1 EP 3763917A1 EP 19184841 A EP19184841 A EP 19184841A EP 3763917 A1 EP3763917 A1 EP 3763917A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
support section
guide vane
face
rib
vane segment
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.)
Withdrawn
Application number
EP19184841.5A
Other languages
German (de)
French (fr)
Inventor
Markus Schlemmer
Oliver Thiele
Grzegorz Bialek
Marcin Jastrzebski
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
Priority to EP19184841.5A priority Critical patent/EP3763917A1/en
Priority to US17/597,450 priority patent/US20220251962A1/en
Priority to PCT/DE2020/000124 priority patent/WO2021004562A1/en
Priority to DE112020003325.2T priority patent/DE112020003325A5/en
Priority to EP20740180.3A priority patent/EP3997310A1/en
Publication of EP3763917A1 publication Critical patent/EP3763917A1/en
Withdrawn legal-status Critical Current

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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
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • F01D9/041—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector using blades
    • 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
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/323—Application in turbines in gas turbines for aircraft propulsion, e.g. jet engines
    • 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
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/12—Fluid guiding means, e.g. vanes
    • 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
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/80—Platforms for stationary or moving blades

Definitions

  • the present invention relates to a guide vane segment for a gas turbine, in particular an aircraft gas turbine, with at least one guide vane, a radially inner shroud and a radially outer shroud, the at least one guide vane extending between the inner shroud and the outer shroud, and the inner shroud or / and the outer shroud has or have a respective support section running along the circumferential direction with a respective axial end face.
  • the area of the shrouds is usually also used to clamp a guide vane segment in a processing device in order to be able to process the guide vanes in the desired manner, for example to grind them.
  • forces acting as a result of the clamping and the machining are absorbed via the support section or the end face supported in the machining device.
  • the object on which the invention is based is seen in specifying a guide vane segment in which crack formation can be avoided by machining.
  • a guide vane segment is therefore proposed for a gas turbine, in particular an aircraft gas turbine, with at least one guide vane, a radially inner shroud and a radially outer shroud, the at least one guide vane being located between the inner one Cover band and the outer cover band extends, and wherein the inner cover band and / or the outer cover band has or have a respective support section running along the circumferential direction with a respective axial end face.
  • the support section on the relevant inner cover band and / or on the relevant outer cover band has at least one support section rib running in the radial direction, which is connected to the support section, in particular is integrally formed in one piece, and which merges into the end face of the support section Has rib face.
  • the support section rib also has a stiffening function for the support section, which is usually rather thin in the radial direction.
  • the axial end face that adjoins the rib end face can have a maximum radial extension of 5 mm, in particular 2 mm.
  • the rib end face and the end face of the support section can be designed to be flat with respect to one another. This results in a flat and continuously enlarged support surface, which is formed from the end face and the rib end face.
  • the rib end face of a support section rib can correspond to approximately 2% to 15%, preferably approximately 6% to 12%, of the end face of the support section. In other words, the support surface available is increased by approximately 2 to 15% by providing a support section rib.
  • the guide vane segment can have three or more guide vanes.
  • the at least one support section rib can be formed in the center of the support section in relation to the extent of the support section in the circumferential direction.
  • the guide vane segment has two or more support section ribs extending along the support section are arranged distributed, in particular are arranged regularly distributed.
  • the arrangement of support section ribs can take place as a function of the design of the guide vane segment, in particular its extent in the circumferential direction and the dimensioning of the support section. This ensures that the additional rib face is provided at suitable points in order to be able to distribute the acting forces as well as possible.
  • the at least one support section rib in particular all of the support section ribs, can be formed on that side of the respective shroud that faces away from a gas duct. This ensures that the additional support section rib (s) do not impair or impair the flow in a gas turbine.
  • a gas turbine in particular an aircraft gas turbine, with at least one guide vane ring, which is provided on the compressor side or the turbine side, and which is formed from several guide vane segments arranged next to one another in the circumferential direction, as described above.
  • the support section ribs have no role or function in the operation of a gas turbine.
  • the increase in weight in a guide vane segment caused by the support section ribs can be viewed as negligible, in particular also from the point of view that the formation of cracks and thus costly repairs or replacement of guide vane segments can be avoided.
  • Fig. 1 shows schematically and simplified an aircraft gas turbine 10, which is illustrated purely by way of example as a turbofan engine.
  • the gas turbine 10 comprises a fan 12 which is surrounded by an indicated jacket 14.
  • the fan 12 is followed by a compressor 16, which is received in an indicated inner housing 18 and can be designed in one or more stages.
  • the combustion chamber 20 adjoins the compressor 16. Hot exhaust gas flowing out of the combustion chamber then flows through the adjoining turbine 22, which can be designed in one or more stages.
  • the turbine 22 comprises 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 these 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 these are driven or rotated together.
  • a thrust nozzle 33 which is only indicated here, adjoins the turbine 22.
  • an intermediate turbine housing 34 is arranged between the high-pressure turbine 24 and the low-pressure turbine 26 and is arranged around the shafts 28, 30. In its radially outer region 36, the intermediate turbine housing 34 has hot exhaust gases from the high-pressure turbine 24 flowing through it. The hot exhaust gas then passes into 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 normally present are shown by way of example only for compressor 32 for reasons of clarity.
  • Fig. 2 shows a known guide vane segment 40 in a simplified and schematic perspective illustration.
  • the guide vane segment 40 has a radially outer shroud 42 and a radially inner shroud 44.
  • three guide vanes 46 extend between the shrouds 42, 44.
  • the radially inner shroud 44 has a support section 48 running along the circumferential direction UR.
  • the support section 48 projects in the axial direction AR over an edge section 50 of the inner shroud 44.
  • An end face 52 of the support section 48 is usually essentially orthogonal to the axial direction AR aligned and extends in a plane spanned by the circumferential direction UR and the radial direction RR.
  • fastening sections 54 can be seen radially on the inside on the inner shroud 44, which serve to connect the guide vane segment 40 to further structural components of the gas turbine, not shown.
  • Fastening structures 56 which serve to fasten the guide vane segment 40 within the gas turbine, are likewise shown on the outer shroud 42 radially on the outside.
  • respective cooling lines 58, 60 on the two shrouds 42, 44 are shown.
  • a guide vane segment 40 is machined, for example ground, by means of a machining device not shown here, the guide vane segment 40 can be clamped into the machining device in the area of the inner shroud 44.
  • the support section 48 rests with its end face 52 on a corresponding counterpart of the machining device and is subjected to pressure for clamping.
  • FIG. 3 With simultaneous reference to the various representations of the Fig. 3 an example of a guide vane segment 40 according to the invention is described below.
  • the vane segment 40 is essentially as described above with reference to FIG Fig. 2 described structure, which is why in the Fig. 3 also have the same reference numerals as in FIG Fig. 2 are shown without describing them again.
  • a support section rib 62 is formed on the support section 48.
  • the support section rib 62 is connected to the support section 48, in particular connected in one piece or formed integrally.
  • the support section rib 62 has a rib end face 64, which likewise extends essentially orthogonally to the axial direction AR and lies in a plane spanned by the circumferential direction UR and the radial direction RR.
  • the rib end face 64 and the end face 52 of the support section 48 together form a continuous or entire support surface 66.
  • the rib end face additionally provided by the support section rib 62 has an area that corresponds to approximately 2% to 15%, preferably approximately 6% to 12%, of the area of the end face 50 of the support section 48. If you think of one known guide vane segment 40 according to Fig. 2 in which the end face 52 of the support section has an area corresponding to 100%, the entire support surface 66, which is formed by the end face 52 and the rib end face 64, has an area which is 1.02 times to 1.15 - times the area of the end face 52 corresponds.
  • the end face 50 and the rib end face 64 can be designed so as to be flat with respect to one another, ie they lie in the same plane.
  • the forces acting can be better distributed so that no cracks form in the support section 48.
  • the support section rib 62 can be arranged in the circumferential direction in the middle of the length of the support section 48.
  • the provision of one support section rib 62 is only an example, and two or more support section ribs can also be provided.
  • two further support section ribs 62a are indicated by dashed lines in FIG.
  • a guide vane element 40 could thus only the support section rib 62 or only the support section ribs 62a or all three support section ribs 62, 62a.
  • a guide vane segment which extends over a larger area in the circumferential direction UR and optionally also has more guide vanes, can also have more support section ribs.
  • the total available support surface 66 can be further enlarged by providing several support section ribs 62, 62a.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

Beschrieben wird ein Leitschaufelsegment (40) für eine Gasturbine (10), insbesondere Fluggasturbine, mit
wenigstens einer Leitschaufel (46),
einem radial inneren Deckband (44) und
einem radial äußeren Deckband (42),
wobei sich die wenigstens eine Leitschaufel (46) zwischen dem inneren Deckband (44) und dem äußeren Deckband (42) erstreckt, und
wobei das innere Deckband (44) oder/und das äußere Deckband (42) einen jeweiligen entlang der Umfangsrichtung (UR) verlaufenden Stützabschnitt (48) aufweist bzw. aufweisen mit einer jeweiligen axialen Stirnfläche (52).A guide vane segment (40) for a gas turbine (10), in particular an aircraft gas turbine, is described
at least one guide vane (46),
a radially inner shroud (44) and
a radially outer shroud (42),
wherein the at least one guide vane (46) extends between the inner shroud (44) and the outer shroud (42), and
wherein the inner shroud (44) and / or the outer shroud (42) have a respective support section (48) running along the circumferential direction (UR) with a respective axial end face (52).

Dabei ist vorgesehen, dass der Stützabschnitt (48) an dem betreffenden inneren Deckband (44) oder/und an dem betreffenden äußeren Deckband (42) wenigstens eine in Radialrichtung (RR) verlaufende Stützabschnittsrippe (62) aufweist, die mit dem Stützabschnitt (48) verbunden ist, insbesondere einstückig intergral ausgebildet ist, und die eine in die Stirnfläche (52) des Stützabschnitts (48) übergehende Rippenstirnfläche (64) aufweist.

Figure imgaf001
It is provided that the support section (48) on the relevant inner shroud (44) and / or on the relevant outer shroud (42) has at least one support section rib (62) running in the radial direction (RR), which is connected to the support section (48) is connected, in particular is integrally formed in one piece, and which has a rib face (64) merging into the end face (52) of the support section (48).
Figure imgaf001

Description

Die vorliegende Erfindung betrifft ein Leitschaufelsegment für eine Gasturbine, insbesondere Fluggasturbine, mit wenigstens einer Leitschaufel, einem radial inneren Deckband und einem radial äußeren Deckband, wobei sich die wenigstens eine Leitschaufel zwischen dem inneren Deckband und dem äußeren Deckband erstreckt, und wobei das innere Deckband oder/und das äußere Deckband einen jeweiligen entlang der Umfangsrichtung verlaufenden Stützabschnitt aufweist bzw. aufweisen mit einer jeweiligen axialen Stirnfläche.The present invention relates to a guide vane segment for a gas turbine, in particular an aircraft gas turbine, with at least one guide vane, a radially inner shroud and a radially outer shroud, the at least one guide vane extending between the inner shroud and the outer shroud, and the inner shroud or / and the outer shroud has or have a respective support section running along the circumferential direction with a respective axial end face.

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 indications such as “axial” or “axial”, “radial” or “radial” and “circumferential” are to be understood as referring to the machine axis of the gas turbine, unless the context explicitly or implicitly indicates otherwise.

Der Bereich der Deckbänder wird übelicherweise auch dazu genutzt, ein Leitschaufelsegment in einer Bearbeitungseinrichtung einzuspannen, um die Leitschaufeln in gewünschter Weise bearbeiten zu können, beispielsweise zu schleifen. Dabei werden durch die Einspannung und durch die Bearbeitung wirkende Kräfte über den Stützabschnitt bzw. die in der Bearbeitungseinrichtung abgestützte Stirnfläche aufgenommen.The area of the shrouds is usually also used to clamp a guide vane segment in a processing device in order to be able to process the guide vanes in the desired manner, for example to grind them. In this case, forces acting as a result of the clamping and the machining are absorbed via the support section or the end face supported in the machining device.

Aufgrund der beim Bearbeiten eines Leitschaufelsegments wirkenden Kräfte kann es im Stützabschnitt zu unerwünschten Rissen kommen, weil auf dem Stützabschnitt sehr hohe Druckkräfte wirken.Due to the forces acting when machining a guide vane segment, undesired cracks can occur in the support section because very high compressive forces act on the support section.

Die der Erfindung zu Grunde liegende Aufgabe wird darin gesehen, ein Leitschaufelsegment anzugeben, bei dem die Rissbildung durch Bearbeitung vermieden werden kann.The object on which the invention is based is seen in specifying a guide vane segment in which crack formation can be avoided by machining.

Diese Aufgabe wird gelöst durch ein Leitschaufelsegment mit den Merkmalen des Patentanspruchs 1 und eine Gasturbine mit den Merkmalen des Patentanspruchs 8. Vorteilhafte Ausgestaltungen mit zweckmäßigen Weiterbildungen sind in den abhängigen Patentansprüchen angegeben.This object is achieved by a guide vane segment with the features of claim 1 and a gas turbine with the features of claim 8. Advantageous configurations with useful developments are specified in the dependent claims.

Vorgeschlagen wird also ein Leitschaufelsegment für eine Gasturbine, insbesondere Fluggasturbine, mit wenigstens einer Leitschaufel, einem radial inneren Deckband und einem radial äußeren Deckband, wobei sich die wenigstens eine Leitschaufel zwischen dem inneren Deckband und dem äußeren Deckband erstreckt, und wobei das innere Deckband oder/und das äußere Deckband einen jeweiligen entlang der Umfangsrichtung verlaufenden Stützabschnitt aufweist bzw. aufweisen mit einer jeweiligen axialen Stirnfläche. Dabei ist vorgesehen, dass der Stützabschnitt an dem betreffenden inneren Deckband oder/und an dem betreffenden äußeren Deckband wenigstens eine in Radialrichtung verlaufende Stützabschnittsrippe aufweist, die mit dem Stützabschnitt verbunden ist, insbesondere einstückig integral ausgebildet ist, und die eine in die Stirnfläche des Stützabschnitts übergehende Rippenstirnfläche aufweist.A guide vane segment is therefore proposed for a gas turbine, in particular an aircraft gas turbine, with at least one guide vane, a radially inner shroud and a radially outer shroud, the at least one guide vane being located between the inner one Cover band and the outer cover band extends, and wherein the inner cover band and / or the outer cover band has or have a respective support section running along the circumferential direction with a respective axial end face. It is provided that the support section on the relevant inner cover band and / or on the relevant outer cover band has at least one support section rib running in the radial direction, which is connected to the support section, in particular is integrally formed in one piece, and which merges into the end face of the support section Has rib face.

Durch die Stützabschnittsrippe und ihre Rippenstirnfläche können die beim Bearbeiten des Leitschaufelsegments auftretenden Kräfte besser verteilt und aufgenommen werden, so dass der Rissbildung entgegen gewirkt werden kann. Ferner hat die Stützabschnittsrippe auch eine versteifende Funktion für den üblicherweise in Radialrichtung eher dünn ausgebildeten Stützabschnitt.The forces occurring when machining the guide vane segment can be better distributed and absorbed by the support section rib and its rib face, so that the formation of cracks can be counteracted. Furthermore, the support section rib also has a stiffening function for the support section, which is usually rather thin in the radial direction.

Die axiale Stirnfläche, die an die Rippenstirnfläche angrenzt kann eine maximale radiale Ausdehnung von 5mm, insbesondere 2mm aufweisen.The axial end face that adjoins the rib end face can have a maximum radial extension of 5 mm, in particular 2 mm.

Die Rippenstirnfläche und die Stirnfläche des Stützabschnitt können plan zueinander ausgebildet sein. Hierdurch ergibt sich eine ebene und durchgehend vergrößerte Stützfläche, die aus der Stirnfläche und der Rippenstirnfläche gebildet ist. Durch die Vergrößerung der insgesamt zur Verfügung stehenden Fläche, über die Kräfte übertragen werden können, erfolgt eine bessere Kraftverteilung innerhalb des Stützabschnitts, so dass der Rissbildung entgegengewirkt werden kann.The rib end face and the end face of the support section can be designed to be flat with respect to one another. This results in a flat and continuously enlarged support surface, which is formed from the end face and the rib end face. By increasing the total available area over which forces can be transmitted, there is a better distribution of forces within the support section, so that the formation of cracks can be counteracted.

Die Rippenstirnfläche einer Stützabschnittsrippe kann etwa 2% bis 15%, vorzugsweise etwa 6% bis 12%, der Stirnfläche des Stützabschnitts entsprechen. Anders ausgedrückt wird also die zur Verfügung stehende Stützfläche um etwa 2 bis 15% vergrößert durch das Vorsehen von einer Stützabschnittsrippe.The rib end face of a support section rib can correspond to approximately 2% to 15%, preferably approximately 6% to 12%, of the end face of the support section. In other words, the support surface available is increased by approximately 2 to 15% by providing a support section rib.

Das Leitschaufelsegment kann drei oder mehr Leitschaufeln aufweisen.The guide vane segment can have three or more guide vanes.

Die wenigstens eine Stützabschnittsrippe kann bezogen auf die Erstreckung des Stützabschnitts im Umfangsrichtung in der Mitte des Stützabschnitts ausgebildet sein. Alternativ das Leitschaufelsegment zwei oder mehr Stützabschnittsrippen aufweist, die entlang des Stützabschnitts verteilt angeordnet sind, insbesondere regelmäßig verteilt angeordnet sind. Entsprechend kann die Anordnung von Stützabschnittsrippen in Abhängigkeit der Ausgestaltung des Leitschaufelsegments, insbesondere seiner Ausdehnung in Umfangsrichtung und der Dimensionierung des Stützabschnitts, erfolgen. Hierdurch wird sichergestellt, dass die zusätzliche Rippenstirnfläche an geeigneten Stellen bereitgestellt wird, um die wirkenden Kräfte möglichst gut verteilen zu können.The at least one support section rib can be formed in the center of the support section in relation to the extent of the support section in the circumferential direction. Alternatively, the guide vane segment has two or more support section ribs extending along the support section are arranged distributed, in particular are arranged regularly distributed. Correspondingly, the arrangement of support section ribs can take place as a function of the design of the guide vane segment, in particular its extent in the circumferential direction and the dimensioning of the support section. This ensures that the additional rib face is provided at suitable points in order to be able to distribute the acting forces as well as possible.

Die wenigstens eine Stützabschnittsrippe, insbesondere alle Stützabschnittsrippen, kann bzw. können auf derjenigen Seite des jeweiligen Deckbandes ausgebildet sein, die von einem Gaskanal abgewandt ist. Hierdurch wird sichergestellt, dass die zusätzliche(n) Stützabschnittsrippe(n) die Strömung in einer Gasturbine nicht beeinträchtigt bzw. beeinträchtigen.The at least one support section rib, in particular all of the support section ribs, can be formed on that side of the respective shroud that faces away from a gas duct. This ensures that the additional support section rib (s) do not impair or impair the flow in a gas turbine.

Die obige Aufgabe wird auch gelöst durch eine Gasturbine, insbesondere Fluggasturbine, mit wenigstens einem Leitschaufelkranz, der verdichterseitig oder turbinenseitig vorgesehen ist, und der aus mehreren in Umfangsrichtung nebeneinander angeordneten Leitschaufelsegmenten gebildet ist, wie sie oben beschrieben worden sind. In Bezug auf die Gasturbine, die einen Leitschaufelkranz mit solchen Leitschaufelsegmenten aufweist, wird noch darauf hingewiesen, dass die Stützabschnittsrippen im Betrieb einer Gasturbine keine Rolle bzw. Funktion haben. Die durch die Stützabschnittsrippen hervorgerufene Gewichtszunahme bei einem Leitschaufelsegment kann als vernachlässigbar angesehen werden, insbesondere auch unter dem Gesichtspunkt, dass die Rissbildung und somit aufwändige Reparaturen bzw. Austausch von Leitschaufelsegmenten vermieden werden können.The above object is also achieved by a gas turbine, in particular an aircraft gas turbine, with at least one guide vane ring, which is provided on the compressor side or the turbine side, and which is formed from several guide vane segments arranged next to one another in the circumferential direction, as described above. With regard to the gas turbine, which has a guide vane ring with such guide vane segments, it is also pointed out that the support section ribs have no role or function in the operation of a gas turbine. The increase in weight in a guide vane segment caused by the support section ribs can be viewed as negligible, in particular also from the point of view that the formation of cracks and thus costly repairs or replacement of guide vane segments can be avoided.

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

  • Fig. 1 in einer vereinfachten schematischen Darstellung ein Prinzipbild einer Fluggasturbine.
  • Fig. 2 ein bekanntes Leitschaufelsegment mit Stützabschnitt am radial inneren Deckband in vereinfachter und schematischer Vorder- und Seitenansicht;
  • Fig. 3 ein Beispiel eines Leitschaufelsegments mit Stützabschnitt mit Stützabschnittsrippe in vereinfachter und schematischerVorder- und Seitenansicht;
The invention is described below by way of example and not in a restrictive manner with reference to the accompanying figures. It shows
  • Fig. 1 in a simplified schematic representation, a basic diagram of an aircraft gas turbine.
  • Fig. 2 a known guide vane segment with a support section on the radially inner shroud in a simplified and schematic front and side view;
  • Fig. 3 an example of a guide vane segment with support section with support section rib in simplified and schematic front and side views;

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. Fig. 1 shows schematically and simplified an aircraft gas turbine 10, which is illustrated purely by way of example as a turbofan engine. The gas turbine 10 comprises a fan 12 which is surrounded by an indicated jacket 14. In the axial direction AR of the gas turbine 10, the fan 12 is followed by a compressor 16, which is received in an indicated inner housing 18 and can be designed in one or more stages. The combustion chamber 20 adjoins the compressor 16. Hot exhaust gas flowing out of the combustion chamber then flows through the adjoining turbine 22, which can be designed in one or more stages. In the present example, the turbine 22 comprises 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 these 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 these are driven or rotated together. A thrust nozzle 33, which is only indicated here, adjoins 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, an intermediate turbine housing 34 is arranged between the high-pressure turbine 24 and the low-pressure turbine 26 and is arranged around the shafts 28, 30. In its radially outer region 36, the intermediate turbine housing 34 has hot exhaust gases from the high-pressure turbine 24 flowing through it. The hot exhaust gas then passes into 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 normally present are shown by way of example only for compressor 32 for reasons of clarity.

Die nachfolgende Beschreibung einer Ausführungsform der Erfindung bezieht sich insbesondere auf Leitschaufelsegmente, die einen Leitschaufelkranz für die Turbinen 24, 26 oder die Verdichter 28, 32 bilden.The following description of an embodiment of the invention relates in particular to guide vane segments which form a guide vane ring for the turbines 24, 26 or the compressors 28, 32.

Fig. 2 zeigt in einer vereinfachten und schematischen Perspektivdarstellung ein bekanntes Leitschaufelsegment 40. Das Leitschaufelsegment 40 weist ein radial äußeres Deckband 42 und ein radial inneres Deckband 44 auf. Zwischen den Deckbändern 42, 44 erstrecken sich im gezeigten Beispiel drei Leitschaufeln 46. Das radial innere Deckband 44 weist einen entlang der Umfangsrichtung UR verlaufenden Stützabschnitt 48 auf. Der Stützabschnitt 48 steht in Axialrichtung AR über einen Randabschnitt 50 des inneren Deckbandes 44 vor. Eine Stirnfläche 52 des Stützabschnitts 48 ist üblicherweise im Wesentlichen orthogonal zur Axialrichtung AR ausgerichtet und erstreckt sich in einer durch die Umfangsrichtung UR und die Radialrichtung RR aufgespannten Ebene. Fig. 2 shows a known guide vane segment 40 in a simplified and schematic perspective illustration. The guide vane segment 40 has a radially outer shroud 42 and a radially inner shroud 44. In the example shown, three guide vanes 46 extend between the shrouds 42, 44. The radially inner shroud 44 has a support section 48 running along the circumferential direction UR. The support section 48 projects in the axial direction AR over an edge section 50 of the inner shroud 44. An end face 52 of the support section 48 is usually essentially orthogonal to the axial direction AR aligned and extends in a plane spanned by the circumferential direction UR and the radial direction RR.

Der Vollständigkeit halber wird noch darauf hingewiesen, dass radial innen an dem inneren Deckband 44 Befestigungsabschnitte 54 ersichtlich sind, die dazu dienen, das Leitschaufelsegment 40 mit weiteren, nicht dargestellten Strukturbauteilen der Gasturbine zu verbinden. Radial außen sind an dem äußeren Deckband 42 ebenfalls Befestigungsstrukturen 56 gezeigt, die dazu dienen, das Leitschaufelsegment 40 innerhalb der Gasturbine zu befestigen. Ferner sind noch jeweilige Kühlleitungen 58, 60 an den beiden Deckbändern 42, 44 dargestellt.For the sake of completeness, it is also pointed out that fastening sections 54 can be seen radially on the inside on the inner shroud 44, which serve to connect the guide vane segment 40 to further structural components of the gas turbine, not shown. Fastening structures 56, which serve to fasten the guide vane segment 40 within the gas turbine, are likewise shown on the outer shroud 42 radially on the outside. Furthermore, respective cooling lines 58, 60 on the two shrouds 42, 44 are shown.

Wenn ein Leitschaufelsegment 40 mittels einer hier nicht gezeigten Bearbeitungsvorrichtung bearbeitet wird, beispielsweise geschliffen wird, kann das Leitschaufelsegment 40 im Bereich des inneren Deckbandes 44 in die Bearbeitungsvorrichtung eingespannt werden. Dabei liegt der Stützabschnitt 48 mit seiner Stirnfläche 52 an einem entsprechenden Gegenstück der Bearbeitungsvorrichtung auf und wird zum Einspannen mit Druck beaufschlagt.If a guide vane segment 40 is machined, for example ground, by means of a machining device not shown here, the guide vane segment 40 can be clamped into the machining device in the area of the inner shroud 44. The support section 48 rests with its end face 52 on a corresponding counterpart of the machining device and is subjected to pressure for clamping.

Unter gleichzeitiger Bezugnahme auf die verschiedenen Darstellungen der Fig. 3 wird nachfolgend ein Beispiel eines erfindungsgemäßen Leitschaufelsegments 40 beschrieben. Das Leitschaufelsegment 40 weist im Wesentlichen den oben unter Bezugnahme auf die Fig. 2 beschriebenen Aufbau auf, weshalb in der Fig. 3 auch die gleichen Bezugszeichen wie in der Fig. 2 dargestellt sind, ohne diese aber nochmals zu beschreiben.With simultaneous reference to the various representations of the Fig. 3 an example of a guide vane segment 40 according to the invention is described below. The vane segment 40 is essentially as described above with reference to FIG Fig. 2 described structure, which is why in the Fig. 3 also have the same reference numerals as in FIG Fig. 2 are shown without describing them again.

Bei dem Leitschaufelsegment 40 ist am Stützabschnitt 48 eine Stützabschnittsrippe 62 ausgebildet. Die Stützabschnittsrippe 62 ist mit dem Stützabschnitt 48 verbunden, insbesondere einstückig verbunden bzw. integral ausgebildet. Die Stützabschnittsrippe 62 weist eine Rippenstirnfläche 64 auf, die ebenfalls im Wesentlichen orthogonal zur Axialrichtung AR verläuft und in einer durch die Umfangsrichtung UR und die Radialrichtung RR aufgespannten Ebene liegt.In the case of the guide vane segment 40, a support section rib 62 is formed on the support section 48. The support section rib 62 is connected to the support section 48, in particular connected in one piece or formed integrally. The support section rib 62 has a rib end face 64, which likewise extends essentially orthogonally to the axial direction AR and lies in a plane spanned by the circumferential direction UR and the radial direction RR.

Die Rippenstirnfläche 64 und die Stirnfläche 52 des Stützabschnitts 48 bilden gemeinsam eine durchgehende oder gesamte Stützfläche 66. Durch das Vorsehen von wenigstens einer Stützabschnittsrippe 62 kann die gesamthaft zur Verfügung stehende Stützfläche vergrößert werden. Dabei weist die durch die Stützabschnittsrippe 62 zusätzlich bereitgestellte Rippenstirnfläche einen Flächeninhalt auf, der etwa 2% bis 15%, vorzugsweise etwa 6% bis 12%, des Flächeninhalts der Stirnfläche 50 des Stützabschnitts 48 entspricht. Geht man von einem bekannten Leitschaufelsegment 40 gemäß Fig. 2 aus, bei dem die Stirnfläche 52 des Stützabschnitts einen Flächeninhalt aufweist, der 100% entspricht, weist die gesamte Stützfläche 66, die durch die Stirnfläche 52 und die Rippenstirnfläche 64 gebildet wird einen Flächeninhalt auf, der dem 1,02-Fachen bis 1,15-Fachen des Flächeninhalts der Stirnfläche 52 entspricht.The rib end face 64 and the end face 52 of the support section 48 together form a continuous or entire support surface 66. By providing at least one support section rib 62, the total support surface available can be increased. The rib end face additionally provided by the support section rib 62 has an area that corresponds to approximately 2% to 15%, preferably approximately 6% to 12%, of the area of the end face 50 of the support section 48. If you think of one known guide vane segment 40 according to Fig. 2 in which the end face 52 of the support section has an area corresponding to 100%, the entire support surface 66, which is formed by the end face 52 and the rib end face 64, has an area which is 1.02 times to 1.15 - times the area of the end face 52 corresponds.

Wie aus den Darstellungen der Fig. 3 ersichtlich, können die Stirnfläche 50 und die Rippenstirnfläche 64 plan zueinander ausgebildet sein, d.h. sie liegen in derselben Ebene. Durch die Vergrößerung der Auflagefläche können beim Einspannen des Leitschaufelsegments 40 in die Bearbeitungsvorrichtung die wirkenden Kräfte besser verteilt werden, so dass keine Rissbildungen in dem Stützabschnitt 48 auftreten.As from the representations of the Fig. 3 As can be seen, the end face 50 and the rib end face 64 can be designed so as to be flat with respect to one another, ie they lie in the same plane. As a result of the enlargement of the contact surface, when the guide vane segment 40 is clamped in the machining device, the forces acting can be better distributed so that no cracks form in the support section 48.

Bezogen auf die Fig. 5 wird noch darauf hingewiesen, dass die Stützabschnittsrippe 62 in Umfangsrichtung in der Mitte Länge des Stützabschnitts 48 angeordnet sein kann. Das Vorsehen von einer Stützabschnittsrippe 62 ist lediglich ein Beispiel und es können auch zwei oder mehr Stützabschnittsrippen vorgesehen sein. Rein beispielhaft sind in Fig. 5 zwei weitere Stützabschnittsrippen 62a gestrichelt angedeutet. Ein Leitschaufelelement 40 könnte somit nur die Stützabschnittsrippe 62 oder nur die Stützabschnittsrippen 62a oder aller drei Stützabschnittsrippen 62, 62a. Selbstverständlich kann ein Leitschaufelsegment, das sich über einen größeren Bereich in Umfangrichtung UR erstreckt und ggf. auch mehr Leitschaufeln aufweist, auch mehr Stützabschnittsrippen aufweisen. Entsprechend kann die gesamthaft zur Verfügung stehende Stützfläche 66 durch das Bereitstellen von mehreren Stützabschnittsrippen 62, 62a weiter vergrößert werden.With reference to FIG. 5, it is also pointed out that the support section rib 62 can be arranged in the circumferential direction in the middle of the length of the support section 48. The provision of one support section rib 62 is only an example, and two or more support section ribs can also be provided. Purely by way of example, two further support section ribs 62a are indicated by dashed lines in FIG. A guide vane element 40 could thus only the support section rib 62 or only the support section ribs 62a or all three support section ribs 62, 62a. Of course, a guide vane segment, which extends over a larger area in the circumferential direction UR and optionally also has more guide vanes, can also have more support section ribs. Correspondingly, the total available support surface 66 can be further enlarged by providing several support section ribs 62, 62a.

BezugszeichenlisteList of reference symbols

1010
FluggasturbineAircraft gas turbine
1212
Fanfan
1414th
Mantelcoat
1616
Verdichtercompressor
1818th
inneres Gehäuseinner casing
2020th
BrennkammerCombustion chamber
2222nd
Turbineturbine
2424
HochdruckturbineHigh pressure turbine
2626th
NiederdruckturbineLow pressure turbine
2828
HohlwelleHollow shaft
2929
HochdruckverdichterHigh pressure compressor
3030th
Wellewave
3131
LeitschaufelkranzGuide vane ring
3232
NiederdruckverdichterLow pressure compressor
3333
SchubdüseThrust nozzle
3434
TurbinenzwischengehäuseTurbine center frame
3636
radial äußerer Bereichradially outer area
3838
RingraumAnnulus
4040
LeitschaufelsegmentGuide vane segment
4242
radial äußeres Deckbandradially outer shroud
4444
radial inneres Deckbandradially inner shroud
4646
Leitschaufelvane
4848
StützabschnittSupport section
5050
RandabschnittEdge section
5252
StirnflächeFace
62,62a62.62a
StützabschnittsrippeSupport section rib
6464
RippenstirnflächeRib face
ARAR
AxialrichtungAxial direction
RRRR
RadialrichtungRadial direction
URUR
UmfangsrichtungCircumferential direction

Claims (9)

1. Leitschaufelsegment (40) für eine Gasturbine (10), insbesondere Fluggasturbine, mit wenigstens einer Leitschaufel (46),
einem radial inneren Deckband (44) und
einem radial äußeren Deckband (42),
wobei sich die wenigstens eine Leitschaufel (46) zwischen dem inneren Deckband (44) und dem äußeren Deckband (42) erstreckt, und
wobei das innere Deckband (44) oder/und das äußere Deckband (42) einen jeweiligen entlang der Umfangsrichtung (UR) verlaufenden Stützabschnitt (48) aufweist bzw. aufweisen mit einer jeweiligen axialen Stirnfläche (52),
dadurch gekennzeichnet, dass der Stützabschnitt (48) an dem betreffenden inneren Deckband (44) oder/und an dem betreffenden äußeren Deckband (42) wenigstens eine in Radialrichtung (RR) verlaufende Stützabschnittsrippe (62) aufweist, die mit dem Stützabschnitt (48) verbunden ist, insbesondere einstückig intergral ausgebildet ist, und die eine in die Stirnfläche (52) des Stützabschnitts (48) übergehende Rippenstirnfläche (64) aufweist. 1. Guide vane segment (40) for a gas turbine (10), in particular an aircraft gas turbine, with at least one guide vane (46),
a radially inner shroud (44) and
a radially outer shroud (42),
wherein the at least one guide vane (46) extends between the inner shroud (44) and the outer shroud (42), and
the inner shroud (44) and / or the outer shroud (42) having a respective support section (48) running along the circumferential direction (UR) with a respective axial end face (52),
characterized in that the support section (48) on the relevant inner shroud (44) and / or on the relevant outer shroud (42) has at least one support section rib (62) extending in the radial direction (RR) and connected to the support section (48) is, in particular formed integrally in one piece, and which has a rib face (64) merging into the end face (52) of the support section (48). 2. Leitschaufelsegment nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die axiale Stirnfläche (52), die an die Rippenstirnfläche (64) angrenzt, eine maximale radiale Ausdehnung von 5mm, insbesondere 2mm hat. 2. Guide vane segment according to claim 1, characterized in that the axial end face (52) adjoining the rib end face (64) has a maximum radial extension of 5mm, in particular 2mm. 2. Leitschaufelsegment nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Rippenstirnfläche (64) und die Stirnfläche (52) des Stützabschnitts (48) plan zueinander ausgebildet sind. 2. Guide vane segment according to claim 1, characterized in that the rib end face (64) and the end face (52) of the support section (48) are designed to be flat to one another. 3. Leitschaufelsegment nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass die Rippenstirnfläche (64) einer Stützabschnittsrippe (62) etwa 2% bis 15%, vorzugsweise etwa 6% bis 12%, der Stirnfläche (52) des Stützabschnitts (48) entspricht. 3. Guide vane segment according to claim 1 or 2, characterized in that the rib end face (64) of a support section rib (62) corresponds to approximately 2% to 15%, preferably approximately 6% to 12%, of the end face (52) of the support section (48). 4. Leitschaufelsegment nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass es drei oder mehr Leitschaufeln (46) aufweist. 4. Guide vane segment according to one of the preceding claims, characterized in that it has three or more guide vanes (46). 5. Leitschaufelsegment nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die wenigstens eine Stützabschnittsrippe (62) bezogen auf die Erstreckung des Stützabschnitts (48) im Umfangsrichtung (UR) in der Mitte des Stützabschnitts (48) ausgebildet ist. 5. Guide vane segment according to one of the preceding claims, characterized in that the at least one support section rib (62) based on the extent of the Support section (48) is formed in the circumferential direction (UR) in the center of the support section (48). 6. Leitschaufelsegment nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, dass sie zwei oder mehr Stützabschnittsrippen (62, 62a) aufweist, die entlang des Stützabschnitts (48) verteilt angeordnet sind, insbesondere regelmäßig verteilt angeordnet sind. 6. Guide vane segment according to one of claims 1 to 4, characterized in that it has two or more support section ribs (62, 62a) which are arranged distributed along the support section (48), in particular are arranged regularly distributed. 7. Leitschaufelsegment nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die wenigstens eine Stützabschnittsripee (62), insbesondere alle Stützabschnittsrippen (62, 62a), auf derjenigen Seite des jeweiligen Deckbands (42, 44 ) ausgebildet sind, die von einem Gaskanal abgewandt ist. 7. Guide vane segment according to one of the preceding claims, characterized in that the at least one support section ribs (62), in particular all support section ribs (62, 62a), are formed on that side of the respective shroud (42, 44) which faces away from a gas duct . 8. Gasturbine, insbesondere Fluggasturbine (10), mit wenigstens einem Leitschaufelkranz, der verdichterseitig oder turbinenseitig vorgesehen ist, und der aus mehreren in Umfangsrichtung (UR) nebeneinander angeordneten Leitschaufelsegmenten (40) nach einem der vorhergehenden Ansprüche gebildet ist. 8. Gas turbine, in particular aircraft gas turbine (10), with at least one guide vane ring, which is provided on the compressor side or turbine side, and which is formed from a plurality of guide vane segments (40) arranged next to one another in the circumferential direction (UR) according to one of the preceding claims.
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