DE602004003749T2

DE602004003749T2 - Einrichtung zur passiven Regelung der Wärmedehnung eines Turbomaschinengehäuses

Info

Publication number: DE602004003749T2
Application number: DE602004003749T
Authority: DE
Inventors: Thomas Chereau; Thierry Jean-Maurice Niclot; Alain Raffy; Patrice Suet; Christophe Yvon Gabriel Tourne
Original assignee: SNECMA SAS
Current assignee: Safran Aircraft Engines SAS
Priority date: 2003-07-11
Filing date: 2004-06-30
Publication date: 2007-10-11
Anticipated expiration: 2024-07-01
Also published as: US7185499B2; JP2005030402A; DE602004003749D1; EP1496207B1; JP4174039B2; RU2004121114A; CA2472939A1; EP1496207A1; FR2857409A1; RU2343298C2; CA2472939C; FR2857409B1; US20050204746A1

Description

Die vorliegende Erfindung betrifft Strahlturbinen, und betrifft insbesondere das Erweiterungs-Gehäuse des Hochdruck-Kompressors der Strahlturbine.
Die Strahlturbinen umfassen allgemein zumindest einen Niederdruck-Kompressor und einen Hochdruck-Kompressor. Häufig wird Gas in Höhe einer Kompressor-Stufe abgezweigt, um andere stromabwärtige Partien des Turbinen-Triebwerks, beispielsweise einen Turbinen-Verteiler, mit verhältnismäßig kühlem Fluid zu versorgen, um diese zu kühlen, oder stromaufwärts angeordnete Partien, beispielsweise zum Enteisen, in Höhe des Niederdruck-Kompressors (zu versorgen).
In der gesamten Beschreibung werden die Begriffe "stromaufwärtig" und "stromabwärtig" dazu verwendet, die Position eines Teils bezüglich des globalen Flusses der Gase während des Betriebs der Strahlturbine wiederzugeben.
Der Hochdruck-Kompressor ist stromaufwärts der Verbrennungskammer angeordnet. Unter Bezug auf die 1 und 2 umfasst der Kompressor ein Innengehäuse 2, um welches herum sich ein als "zur Erweiterung" bezeichnetes Gehäuse 3 erstreckt. Das Erweiterungs-Gehäuse 3 umfasst einen stromabwärtigen Flansch 4, welcher es ermöglicht, es mit dem Gehäuse 5 der Brennkammer 6 zu verbinden, und welcher eine Trennwand 7 zwischen den zwei Volumen trägt.
Der stromabwärtige Flansch 4 des Erweiterungs-Gehäuses 3 ist mittels in Höhe von in Umfangs-Richtung des Flansches 4 verteilten Flansch-Löchern 10 angeordneten Verbindungs-Bolzen 9 in fester Weise mit dem stromaufwärtigen Flansch 8 des Gehäuses der Brennkammer 5 verbunden. Die zwei Flansche 4,8 des Erweiterungs-Gehäuses 3 und der Brennkammer 6 umschließen einen stromaufwärtigen Flansch 11 eines Diffusor-Kegels 12, welcher ein durchbrochener Kegel ist, welcher in der Wand der Brennkammer 6 angeordnet ist. Die stromabwärtige Fläche 14 des Flansches 4 des Erweiterungs-Gehäuses 3 ist eben gegen den Flansch 11 des Diffusor-Kegels 12 gedrückt.
Im betrachteten Fall wird das Fluid zum Kühlen anderer Elemente der Strahlturbine in Höhe der nicht dargestellten siebten Stufe des Kompressors 1 mittels hierzu gleichzeitig im Gehäuse 2 des Kompressors und im Erweiterungs-Gehäuse 3 eingearbeiteten Öffnungen abgezweigt. Hieraus ergibt sich, dass (der) zwischen diesen zwei Gehäusen 2, 3 angeordnete ringförmige Zwischenraum 13 in diesem Fluid gebadet ist.
Bei der Abflug-Phase eines mit einer solchen Strahlturbine versehenen Flugzeugs ziehen die dem Motor auferlegten extremen Betriebsbedingungen eine starke Erhöhung der Temperatur der am Kompressor abgezweigten Luft, und daher des Erweiterungs-Gehäuses 3 nach sich, dessen relativ dünne Haut von schwacher thermischer Trägheit ist, und einer wesentlichen Dilatation unterliegt. Sie erreicht in kurzer Zeit die Temperatur von ungefähr 550°C. Der Flansch 4 dieses Gehäuses 3, welcher massiver ist und in der umgebenden Wand 15 der Gondel besser umspült ist, bleibt zu diesem Zeitpunkt auf einer Temperatur von ungefähr 200°C, insbesondere in Höhe seines Außen-Umfangs.
Hieraus ergibt sich ein sehr starker thermischer Gradient zwischen dem Erweiterungs-Gehäuse 3 und seinem Flansch 4. Dieser Gradient hat zur Auswirkung, dass das Biegen des Flansches 4 und starke tangentiale Kräfte in Höhe der Oberseite der Löcher des Flansches 10 hervorgerufen werden.
Aufgrund der wesentlichen Kräfte, welche aus dem oben genannten thermischen Gradient resultieren, ist die Lebensdauer des Erweiterungs-Gehäuses viel geringer als geplant. Es ergibt sich daher während der Lebensdauer des Motors ein erhöhter Bedarf an Wartung und erhöhte Einsatz-Kosten, verbunden mit dem Ausbauen des Motors außerhalb der vorgesehenen Besichtigungen.
Die vorliegende Erfindung zielt darauf ab, diesen Nachteilen abzuhelfen.
Hierzu betrifft die Erfindung einen Zusammenbau von Strahlturbinen-Gehäusen, umfassend: ein Hochdruck-Kompressor-Innengehäuse, ein Erweiterungs-Gehäuse mit einem Befestigungs-Flansch, welches das Innengehäuse umgibt, und ein Gehäuse der Brennkammer, mit einem stromaufwärtigen Flansch, wobei der Flansch am stromaufwärtigen Flansch befestigt ist, dadurch gekennzeichnet, dass zumindest ein Umfangs-Hohlraum zwischen den zwei Flanschen eingearbeitet ist, mit Nuten zur Versorgung mit Gas vom Eingang der Brennkammer aus und Kanälen zum Evakuieren dieses Gases.
Dank der Erfindung wird dem Flansch des Gehäuses ermöglicht, sich in Abhängigkeit von der erhöhten Temperatur der stromabwärts abgezweigten Luft auszudehnen. Die auf diese Weise passiv gesteuerte Ausdehnung des Flansches geht daher mit derjenigen der Haut des Gehäuses einher, und reduziert die Quellen von Spannungen zwischen den zwei Partien des Gehäuses.
Es ist eine Vorrichtung zur unterstützten Ausdehnung eines Gehäuse-Flansches durch das Dokument US 6,352,404 bekannt, welches den Übergang zwischen zwei longitudinalen Flanschen zum Befestigen zweier Gehäuse-Halb-Teile des Kompressors oder der Turbine beschreibt, in welche ein Hohlraum eingearbeitet ist, um im Hinblick darauf die Unrundheit des Gehäuses zu vermeiden, passiv eine Ausdehnung der Flansche zu steuern; das gelöste Problem weicht daher von demjenigen der Erfindung ab. Der Zusammenbau der Erfindung weicht ferner dahingehend von demjenigen dieses Dokuments ab, dass es sich in erster Linie nicht um einen longitudinalen Flansch des Kompressor-Gehäuses handelt, sondern um einen transversalen Flansch seines Erweiterungs-Gehäuses, und da ferner die Steuerungs-Luft am Eingang der Brennkammer und nicht im Gas-Kanal des Kompressors abgezweigt ist.
Insbesondere umschließen die zwei Flansche einen Halte-Flansch eines Diffusor-Kegels, wobei der Hohlraum zwischen einem der Gehäuse-Flansche und dem Flansch des Diffusor-Kegels eingearbeitet ist.
Gemäß einer bevorzugten Ausführungsform wird der Hohlraum von einer in einen der Flansche eingearbeiteten Aussparung gebildet. Auf diese Weise kann dank in den Flansch eingearbeiteter kalibrierter Perforationen und dank der Druckdifferenz zwischen der stromaufwärtigen und der stromabwärtigen Seite des Flansches die Zirkulation des Heiz-Fluids bewirkt werden.
Da insbesondere an der Aussparung ein transversal innerer Rand und ein transversal äußerer Rand zum Andruck auf die Fläche des benachbarten Flansches eingearbeitet ist, weist der axial innenliegende Rand zum Gas-Eintritt kalibrierte Perforationen auf, welche radiale Nute bilden, und der Flansch umfasst kalibrierte Perforationen, welche Kanäle zum Austritt des Gasflusses bilden.
Spezieller umfassen die Kanäle eine in der Aussparung angeordnete Eintritts-Öffnung und eine in den ringförmigen Zwischenraum, welcher zwischen dem Kompressor-Gehäuse und dem Erweiterungs-Gehäuse angeordnet ist, einmündende Austritts-Öffnung.
Gemäß einer bevorzugten Ausführungsform wird der Hohlraum von mehreren umfänglich in Sektoren angeordneten Aussparungen gebildet, wobei jede Aussparung mit einer radialen Nut und einem Kanal verbunden ist. Die radiale Nut ist an einem transversalen Ende der Aussparung angeordnet, und der Kanal ist am anderen transversalen Ende der Aussparung angeordnet.
Die Erfindung wird mithilfe der folgenden Beschreibung der bevorzugten Ausführungsform der Vorrichtung gemäß der Erfindung, unter Bezug auf die beigefügten Zeichnungen, besser verstanden werden, in welchen:
1 eine Seitenansicht eines Flanschs gemäß des Standes der Technik darstellt;
2 eine perspektivische Schnittansicht des Flansches der 1 darstellt;
3 eine Seiten-Schnittansicht der bevorzugten Ausführungsform eines Flansches gemäß der Erfindung darstellt;
4 eine perspektivische Schnittansicht des Flansches aus 3 darstellt, und
5 eine perspektivische Ansicht des Flansches gemäß der Erfindung darstellt.
Unter Bezug auf 3 und 4 umfasst die Strahlturbine einen Hochdruck-Kompressor 21 und eine Brennkammer 26. Der Kompressor umfasst ein Gehäuse 22, welcher von einem Erweiterungs-Gehäuse 23 umgeben ist. In der stromabwärtigen Partie des Kompressors 21 sind das Kompressor-Gehäuse 22 und das Erweiterungs-Gehäuse 23 mittels einer im Querschnitt Y-förmigen Wand 27 verbunden, wobei die zwei Zweige des Y zur stromabwärtigen Partie der Strahlturbine gerichtet sind, wobei das eine das Gehäuse des Kompressors 22 trägt und das andere von einem stromabwärtigen Flansch 24 des Erweiterungs-Gehäuses 23 getragen wird.
Die Brennkammer 26 umfasst ein Gehäuse 25, welches einen stromaufwärtigen Flansch 28 umfasst. Der stromaufwärtige Flansch der Brennkammer 28 und der stromabwärtige Flansch des Erweiterungs-Gehäuses 24 sind mittels Verbindungs-Bolzen 29 verbunden, insbesondere durch Löcher 30 des Flansches des Erweiterungs-Gehäuses 24. Die zwei Flansche umschließen in fester Weise einen stromaufwärtigen Flansch 31 eines Diffusor-Kegels 32. Dieser Diffusor-Kegel 32 ist ein durchbrochener Kegel, welcher sich in die umgebende Wand der Brennkammer 26 erstreckt, und dessen Rolle es ist, die Gasflüsse zu leiten und zu verteilen.
Der Flansch des Erweiterungs-Gehäuses 24 der Erfindung umfasst an seiner stromabwärtigen Fläche 34 eine Umfangs-Aussparung 40, an welcher ein transversal innerer Rand 41 und ein transversal äußerer Rand 42 zum Andruck auf die stromaufwärtige Fläche des stromaufwärtigen Flansches des Diffusor-Kegels 31 eingearbeitet ist.
Der transversal innere Rand 41 des Flansches des Erweiterungs-Gehäuses 24 umfasst kalibrierte Perforationen, welche radiale Nuten 43 bilden. Ferner umfasst der Flansch des Erweiterungs-Gehäuses 24 kalibrierte Perforationen, welche Kanäle 44 bilden, deren Eintritts-Öffnung in der Aussparung 40 angeordnet sind, und deren Austritts-Öffnung im ringförmigen Zwischenraum 33 zwischen dem Gehäuse des Kompressors 22 und dem Erweiterungs-Gehäuse 23 angeordnet sind. Jede Nut 43 und jeder Kanal 44 ist in Höhe der Aussparung 40 in Höhe eines Flansch-Loches 30 eingearbeitet, um die Kräfte bzw. Spannungen an seinem Rand zu begrenzen.
Der zwischen dem Kompressor-Gehäuse 22 und dem Erweiterungs-Gehäuse 23 angeordnete ringförmige Zwischenraum 33 ist von in stromabwärts der letzten Stufe des Kompressors 21, hier der siebten Stufe, abgezweigtem Gas umspült, welches andere stromabwärtige Partien des Turbinen-Triebwerks, beispielsweise einen Turbinen-Verteiler, mit, relativ gesehen, kaltem Fluid versorgt, um diese zu kühlen, oder stromaufwärts angeordnete Partien, beispielsweise zum Enteisen, in Höhe des Niederdruck-Kompressors mit, relativ gesehen, warmem Fluid versorgt. Hierzu sind gleichzeitig in das Kompressor-Gehäuse 22 und in das Erweiterungs-Gehäuse 23 Öffnungen eingearbeitet.
Genauer gesagt, und unter Bezug auf 5, ist der hintere Flansch des Erweiterungs-Gehäuses 24 in Umfangs-Richtung in Sektoren 50, 51, 52 unterteilt, beispielsweise, im Falle der Erfindung in der Anzahl acht. Jeder Sektor umfasst eine Aussparung 40, eine Nut 43 an einem transversalen Ende der Aussparung 40, und einen Kanal 44 am anderen Ende der Aussparung 40. Die Sektoren sind durch radiale Wände 53, 54 getrennt.
Die Aufgabe des Flansches 24 der Erfindung wird jetzt detaillierter erklärt. Am Ende des Abflugs des Flugzeugs wird beispielsweise die umgebende Wand der Brennkammer in einem Gas bei einer Temperatur von 650°C und einem Druck von 40 bar gebadet, wohingegen der zwischen dem Kompressor-Gehäuse 22 und dem Erweiterungs-Gehäuse 23 angeordnete ringförmige Zwischenraum 33 in einem Gas bei der Temperatur 550°C und dem Druck von 25 bar gebadet wird. Der Flansch des Erweiterungs-Gehäuses 24 wird in der umgebenden Wand 35 der Gondel der Strahlturbine gebadet.
Aufgrund des Druckunterschieds, welcher zwischen der umgebenden Wand der Kompressions-Kammer 26 und dem zwischen dem Kompressor-Gehäuse 22 und dem Erweiterungs-Gehäuse 23 angeordneten ringförmigen Zwischenraum 33 besteht, fließt das Gas (von) der umgebenden Wand der Brennkammer 26 in Höhe jedes Sektors 50, 51, 52 des Flansches des Erweiterungs-Gehäuses 24, in die radialen Nuten 43, um mittels der Kanäle 44 wieder in den ringförmigen Zwischenraum 33 auszutreten.
Hieraus ergibt sich, dass in Höhe jedes Sektors 50, 51, 52, der Hohlraum 45, welcher mittels der Aussparung 40 zwischen der stromabwärtigen Fläche 34 des Flansches des Erweiterungs-Gehäuses 24, seinem transversal inneren Rand 41, seinem transversal äußeren Rand 42 und der stromaufwärtigen Fläche des vorderen Flansches des Diffusor-Kegels 31 eingearbeitet ist, von einem aus der umgebenden Wand der Brennkammer 26 stammendem Gasfluss durchlaufen wird.
Dieser durch die Druckdifferenz aufrechterhaltene Gasfluss wird den Flansch 24 aufgrund seiner bezüglich derjenigen der letzteren höheren Temperatur erwärmen. Die Erfindung erlaubt es daher, die Ausdehnung des Flansches 24 zu unterstützen, und den zwischen ihm und dem Erweiterungs-Gehäuse 23 bestehenden thermischen Gradient zu verringern.
Die Lebensdauer des Flansches 24 ist daher aufgrund der Abschwächung der Kräfte verlängert, wodurch gegebenenfalls ihr Ersetzen während der Lebensdauer der Strahlturbine vermieden wird. Nach ihrer Zirkulation 10 im Hohlraum 45 des Flansches 24 wird das Gas erneut in den ringförmigen Zwischenraum 33 injiziert, was den Betrieb der Strahlturbine nur sehr wenig beeinflusst, zumindest nicht in wesentlicher Weise.
Die Erfindung wurde für den Flansch zwischen dem Erweiterungs-Gehäuse und dem Kammer-Gehäuse beschrieben, aber sie ist auf jeden Flansch anwendbar, welcher wesentlichen thermischen Gradienten unterworfen ist.

Claims

Zusammenbau von Strahlturbinen-Gehäusen, umfassend: ein Hochdruck-Kompressor-Innengehäuse (2), ein Erweiterungs-Gehäuse (23) mit einem Befestigungs-Flansch (24), welches das Innengehäuse (2) umgibt, und ein Gehäuse (25) der Brennkammer, mit einem stromaufwärtigen Flansch (28), wobei der Befestigungs-Flansch (24) am stromaufwärtigen Flansch (25) befestigt ist, dadurch gekennzeichnet, dass zumindest ein Umfangs-Hohlraum (45) zwischen den zwei Flanschen eingearbeitet ist, mit Nuten (43) zur Versorgung mit Gas vom Eingang der Brennkammer aus und Kanälen (44) zum Evakuieren dieses Gases.
Zusammenbau von Strahlturbinen-Gehäusen gemäß Anspruch 1, wobei die zwei Flansche einen Halte-Flansch (31) eines Diffusor-Kegels (32) umschließen, wobei der Hohlraum zwischen einem (24) der Gehäuse-Flansche und dem Flansch des Diffusor-Kegels eingearbeitet ist.
Zusammenbau von Strahlturbinen-Gehäusen gemäß einem der Ansprüche 1 oder 2, wobei der Hohlraum von einer in einen (24) der Flansche eingearbeiteten Aussparung (40) gebildet ist.
Zusammenbau von Strahlturbinen-Gehäusen gemäß Anspruch 1, 2 oder 3, wobei die Zirkulation des Gasflusses dank kalibrierter Perforationen (43, 44) erfolgt, welche in einen Flansch eingearbeitet sind.
Zusammenbau von Strahlturbinen-Gehäusen gemäß Anspruch 4, wobei an der Aussparung (40) ein transversal innerer Rand (41) und ein transversal äußerer Rand (42) zum Andruck auf die Fläche des benachbarten Flansches eingearbeitet ist, wobei der axial innenliegende Rand (41) kalibrierte Perforationen aufweist, welche radiale (43) Nute zum Gas-Eintritt bilden, und der Flansch (24) kalibrierte Perforationen umfasst, welche Kanäle (44) zum Austritt des Gasflusses bilden.
Zusammenbau von Strahlturbinen-Gehäusen gemäß Anspruch 5, wobei die Kanäle (44) eine in der Aussparung (40) angeordnete Eintritts-Öffnung und eine in den ringförmigen Zwischenraum (33), welcher zwischen dem Kompressor-Gehäuse (22) und dem Erweiterungs-Gehäuse (23) angeordnet ist, einmündende Austritts-Öffnung umfassen.
Zusammenbau von Strahlturbinen-Gehäusen gemäß einem der Ansprüche 3 bis 6, wobei der Hohlraum von mehreren umfänglich in Sektoren (50, 51, 52) angeordneten Aussparungen gebildet ist, wobei jede Aussparung (40) mit einer radialen Nut (43) und einem Kanal (44) verbunden ist.
Zusammenbau von Strahlturbinen-Gehäusen gemäß Anspruch 7, wobei die radiale Nut (43) an einem transversalen Ende der Aussparung (40) angeordnet ist, und der Kanal (44) am anderen transversalen Ende der Aussparung (40) angeordnet ist.
Zusammenbau von Strahlturbinen-Gehäusen gemäß einem der Ansprüche 1 bis 8, wobei die Flansche umfänglich angeordnete Flansch-Löcher (30) aufweisen, welche dazu vorgesehen sind, den Durchgang von Bolzen-Verbindungen (29) zum Befestigen des Flansches (24) an dem stromaufwärtigen Flansch (31) des Diffusor-Kegels (32) und dem stromaufwärtigen Flansch (28) des Gehäuses (25) der Brennkammer (26) zu ermöglichen.
Zusammenbau von Strahlturbinen-Gehäusen gemäß Anspruch 9, wobei die radialen Nute (43) in Höhe eines Flansch-Lochs (30) eingearbeitet sind.
Zusammenbau von Strahlturbinen-Gehäusen gemäß Anspruch 10, wobei die Kanäle (44) in Höhe eines Flansch-Lochs (30) eingearbeitet sind.