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WO2011054341A2 - Sealing arrangement for a gas turbine and such a gas turbine - Google Patents

Sealing arrangement for a gas turbine and such a gas turbine Download PDF

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Publication number
WO2011054341A2
WO2011054341A2 PCT/DE2010/001279 DE2010001279W WO2011054341A2 WO 2011054341 A2 WO2011054341 A2 WO 2011054341A2 DE 2010001279 W DE2010001279 W DE 2010001279W WO 2011054341 A2 WO2011054341 A2 WO 2011054341A2
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
sealing
sealing element
flow
gas turbine
leakage
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.)
Ceased
Application number
PCT/DE2010/001279
Other languages
German (de)
French (fr)
Other versions
WO2011054341A3 (en
Inventor
Inga Mahle
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
MTU Aero Engines AG
Original Assignee
MTU Aero Engines GmbH
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 GmbH filed Critical MTU Aero Engines GmbH
Publication of WO2011054341A2 publication Critical patent/WO2011054341A2/en
Publication of WO2011054341A3 publication Critical patent/WO2011054341A3/en
Anticipated expiration legal-status Critical
Ceased legal-status Critical Current

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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/02—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages by non-contact sealings, e.g. of labyrinth type
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/22—Blade-to-blade connections, e.g. for damping vibrations
    • F01D5/225—Blade-to-blade connections, e.g. for damping vibrations by shrouding
    • 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
    • F05D2240/11—Shroud seal segments
    • 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
    • F05D2240/55—Seals

Definitions

  • the invention relates to a sealing arrangement for a gas turbine, in particular for an aircraft gas turbine, according to the preamble of patent claim 1 and a gas turbine with such a sealing arrangement according to the preamble of patent claim 12.
  • the flow direction of the main flow passes through an array of guide and blade rows.
  • the outer engine shell forms a housing in which the guide blade rows are radially centered and mounted axially fixed.
  • the outer sealing arrangement is designed as a labyrinth seal, wherein annular cutting-like sealing tips as sealing elements run against honeycomb structures (honeycombs), which are applied to honeycomb carriers.
  • honeycomb carriers are in turn mounted on the guide blade rows and connected via this with the housing.
  • the sealing elements are arranged in an annular space (outer cavity) between the housing and in each case one blade row, wherein the annular space is traversed by a leakage flow, which then opens again into the main flow.
  • the object of the invention is to provide a sealing arrangement and a gas turbine with such a sealing arrangement in which the aforementioned disadvantages are eliminated and a reduction of the mixing losses is achieved.
  • a sealing arrangement according to the invention for a gas turbine in particular for an aircraft gas turbine, has at least one sealing element, wherein the sealing element is arranged in an annular space between a housing and at least one row of blades, in particular a blade row, and wherein the annular space is traversed by a leakage flow, which flows from a main stream is branched off and after the annulus at a reentry point opens into the main stream.
  • the at least one sealing element is arranged in a particularly preferred embodiment in the region of a blade row, wherein the leakage flow flows in front of the blades following stator blades in the main flow.
  • At least one sealing element is assigned to the housing, ie fixed directly or indirectly to the housing and extends in the direction of the blade row, wherein a leakage point between the sealing element and the blade row is formed in the region of the reentry point of the leakage flow into the main flow.
  • the leakage point for example the leakage gap in a contact-free sealing element or the leakage surface in a brush seal in relation to the prior art according to DE 198 07 247 A1
  • the leakage flow remains until reentry in the main stream at a high speed, so that the speed gradients are reduced to relatively fast main flow.
  • the leakage flow is conducted closely along the shroud until reentry into the main stream and may be low in interference, i. with less vortex binding, are introduced into the main stream. Overall, this leads to a reduction of the mixing losses and an improved oncoming flow of the subsequent blade row, in particular in the wall area.
  • At least one sealing element is arranged in a rear region in the direction of flow relative to the blade row.
  • the leakage point is close to the reentry point of the leakage flow into the main flow, so that the leakage flow until reentry into the main flow has a high speed and the velocity gradients are reduced to relatively fast main flow.
  • the blade row can be provided on the housing side with a shroud and / or a squealer or inlet lining, whereby the shroud and / or the squealer or enamel coating in the direction of the main flow starting from a sealing element, preferably a downstream sealing element, is reduced.
  • the shroud and / or the squealer or enema coating is preferably provided with at least one bevel in a rear region in the flow direction, which has a sloping surface sloping down in the flow direction.
  • the leakage flow is conducted closely to the shroud back to the reentry into the main stream and can be introduced by the favorable shape with increasing in the flow direction cross section of the annulus, even less disturbance with further reduced vortex formation in the main stream.
  • the chamfer extends in a preferred exemplary embodiment steadily in the direction of the main flow, so that an inclined surface is formed. It is advantageous if the bevel has an angle in the range of about 10 to 65 °, preferably from about 20 to 45 °, to a longitudinal axis of the gas turbine.
  • the chamfering preferably begins in the region of the tip of a sealing element, preferably in the region of the tip of a downstream sealing element, so that an improved, homogeneous transition of the leakage flow into the main flow is made possible.
  • sealing arrangement at least two axially spaced-apart sealing elements of a row of blades extending essentially in the circumferential direction and designed as sealing tips (sealing membranes) are assigned.
  • sealing tips sealing membranes
  • the shroud and / or the squint or inlet lining may be formed in steps, wherein the sealing elements are preferably assigned to one stage.
  • a gas turbine according to the invention uses at least one such sealing arrangement, which has at least one sealing element, wherein the Sealing element is disposed in an annular space between a housing and at least one row of blades, in particular a blade row, and wherein the annular space is flowed through by a leakage flow, which is branched off from a main flow and flows back to the annular space at a reentry point in the main flow.
  • at least one sealing element is associated with the housing and extends in the direction of the blade row, wherein a leakage point between the sealing element and the blade row is formed in the region of the reentry point of the leakage flow into the main flow.
  • FIGURE shows a schematic diagram of a sealing arrangement according to the invention in the region of a low-pressure turbine of an aircraft gas turbine.
  • the FIGURE shows an aircraft gas turbine 1 in the region of an arrangement of guide and blade rows 2a, 2b, 4 of a low-pressure turbine with a sealing arrangement 6 according to the invention.
  • the sealing elements 8a, 8b are arranged in an annular space 12 or an outer cavity between a housing 14 and in each case one row of blades 4.
  • the annular space 12 is traversed by a leakage flow 16, which is branched off from a main stream 18 and after the annulus 12 at a reentry point 20 before, on the blades 4 following, guide or stator blades 2b, flows back into the main flow 18.
  • the flow direction of the main flow 18 and the leakage flow 16 extends in the figure substantially from left to right through the arrangement of guide and blade rows 2a, 2b, 4.
  • the sealing arrangement 6 has two sealing elements 8a, 8b, which are arranged axially spaced from each other and extend substantially in the circumferential direction. Alternatively, at least one sealing element extends obliquely to the longitudinal axis of the Fluggastrubine.
  • two sealing elements 8a, 8b are assigned to a row of blades 4.
  • the sealing elements 8a, 8b are fixed to the housing 14 and extend radially in Direction of the blade row 4, wherein formed as a leakage gap 22 leakage between the rear sealing element 8b and the blade row 4 in the region of the reentry point 20 of the leakage flow 16 is formed in the main stream 18.
  • the front sealing element 8a forms a front leakage gap 24 with the blade row 4.
  • the leakage flow 16 maintains a high velocity until reentry so that the velocity gradients to the relatively fast main flow 18 are reduced. Due to the position of the rear leakage point 22, the leakage flow 16 is passed close to the honeycomb structure 10 until reentry into the main flow 18 and can be introduced into the main flow 18 with little disturbance, as indicated by the streamline 16. Overall, this leads to a reduction of the mixing losses and an improved oncoming flow of the subsequent blade row, in particular in the wall area.
  • the cross section of the annular space 12 is increased in the direction of the main flow, starting from the rear sealing element 8b.
  • the blade row 4 is the housing side provided with a shroud 26 on which the
  • Honeycomb structure 10 is provided as a squint or inlet lining, which is designed such that the annular space 12 increases in the direction of the main flow 15, starting from the rear in the flow direction sealing element 8b. In other words - the squeaking or inlet lining 10 is reduced in the direction of the main flow 18, starting from the downstream sealing element 8b.
  • the squishing or enamel coating 10 is step-shaped and has peripheral stepped surfaces 28a, 28b.
  • the inlet-side sealing element 8a is assigned to the inlet-side step surface 28a and the outlet-side sealing element 8b to the outlet-side step surface 28b.
  • the step surfaces 28a, 28b extend parallel to the longitudinal axis of the aircraft gas turbine 1, wherein the outlet-side step surface 28b opposite the inlet-side step surface 28a is arranged radially outboard.
  • the squish or enamel coating 10 may be formed continuously, so that the two step surfaces 28a, 28b extend at a common height.
  • the squishing or enema coating 10 is provided in the illustrated embodiment in a rear region in the flow direction with a chamfer 30 having a in Has flow direction sloping inclined surface 32.
  • the inclined surface 32 adjoins the exit-side step surface 28b, so that the leakage flow 16 is passed close to the rubbing or inlet lining 10 until it re-enters the main flow 18. Due to this favorable shaping, the leakage flow 16 can still be introduced into the main flow 18 with less interference with further reduced vortex formation.
  • the chamfer 30 begins in the area of the blade-side tip of the rear sealing element 8b, so that an improved, homogeneous transition of the leakage flow 16 into the main flow 18 is achieved. It is advantageous if the bevel 30 has an angle ⁇ in the range of about 10 to 65 ° to the longitudinal axis of the gas turbine. In the illustrated embodiment, the chamfer 30 at an angle of about 23 ° to the longitudinal axis.
  • At least one sealing element 8a, 8b is formed as a brush seal. It should also be mentioned that the sealing arrangement 6 is not limited to the application described here in the low-pressure turbine area. The sealing arrangement 6, in addition to the illustrated outer sealing arrangement as inner
  • a sealing arrangement 6 for a gas turbine in particular for an aircraft gas turbine 1, with at least one sealing element 8a, 8b, the sealing element 8a, 8b being arranged in an annular space 12 between a housing 14 and at least one row of blades 4, in particular a row of blades wherein the annular space 12 is traversed by a leakage flow 16, which is branched off from a main stream 18 and flows back to the annular space 12 at a reentry point 20 in the main flow 18, wherein the at least one sealing element 8b associated with the housing 14 and in the direction of Blade row 4 extends and a leakage point 22 between the sealing element 8b and the blade row 4 in the region of the reentry point 20 of the leakage flow 16 is arranged in the main flow 18.
  • a gas turbine in particular an aircraft gas turbine 1, with such a sealing arrangement 6.

Landscapes

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

Abstract

The invention relates to a sealing arrangement (6) for a gas turbine, in particular for an aircraft gas turbine (1), comprising at least one sealing element (8a, 8b), wherein the sealing element (8a, 8b) is arranged in an annular space (12) between a housing (14) and at least one blade row (4), in particular a rotor blade row, and wherein a leakage flow (16) flows through the annular space (12), which leakage flow has branched off from a main flow (18) and leads back into the main flow (18) at a reentry point (20) after the annular space (12), wherein the at least one sealing element (8b) is associated with the housing (14) and extends in the direction of the blade row (4), and a leakage point (22) is arranged between the sealing element (8b) and the blade row (4) in the area of the reentry point (20) of the leakage flow (16) into the main flow (18). The invention further relates to a gas turbine, in particular an aircraft gas turbine (1), having such a sealing arrangement (6).

Description

Beschreibung  description

Dichtanordnung für eine Gasturbine und eine derartige Gasturbine Sealing arrangement for a gas turbine and such a gas turbine

Die Erfindung betrifft eine Dichtanordnung für eine Gasturbine, insbesondere für eine Fluggasturbine, nach dem Oberbegriff des Patentanspruchs 1 und eine Gasturbine mit einer derartigen Dichtanordnung gemäß dem Oberbegriff des Patentanspruchs 12. The invention relates to a sealing arrangement for a gas turbine, in particular for an aircraft gas turbine, according to the preamble of patent claim 1 and a gas turbine with such a sealing arrangement according to the preamble of patent claim 12.

Aus der deutschen Patentanmeldung DE 198 07247 AI der Anmelderin ist eine Fluggasturbine mit Dichtanordnungen im Bereich der Niederdruckturbine bekannt. Die Strömungsrichtung der Hauptströmung verläuft durch eine Anordnung von Leit- und Laufschaufelreihen. Die äußere Triebwerkshülle bildet ein Gehäuse, in welchem die Leitschaufelreihen radial zentriert und axial fixiert gelagert sind. Die äußere Dichtanordnung, das sogenannte Outer Airseal, ist als Labyrinthdichtung ausgebildet, wobei ringschneidenartige Dichtspitzen als Dichtelemente gegen Wabenstirücturen (Honeycombs) laufen, welche auf Wabenträger aufgebracht sind. Die Wabenträger sind ihrerseits an den Leitschaufelreihen gelagert und über diese mit dem Gehäuse verbunden. Die Dichtelemente sind in einem Ringraum (äußere Kavität) zwischen dem Gehäuse und jeweils einer Laufschaufelreihe angeordnet, wobei der Ringraum von einem Leckagestrom durchströmt ist, der anschließend wieder in den Hauptstrom mündet. From the German patent application DE 198 07247 AI the applicant an aircraft gas turbine with sealing arrangements in the field of low-pressure turbine is known. The flow direction of the main flow passes through an array of guide and blade rows. The outer engine shell forms a housing in which the guide blade rows are radially centered and mounted axially fixed. The outer sealing arrangement, the so-called Outer Airseal, is designed as a labyrinth seal, wherein annular cutting-like sealing tips as sealing elements run against honeycomb structures (honeycombs), which are applied to honeycomb carriers. The honeycomb carriers are in turn mounted on the guide blade rows and connected via this with the housing. The sealing elements are arranged in an annular space (outer cavity) between the housing and in each case one blade row, wherein the annular space is traversed by a leakage flow, which then opens again into the main flow.

Nachteilig bei dieser Lösung ist, dass beim Eintritt der Leckageströmung in den Hauptstrom erhebliche Mischungsverluste durch in Richtung und Betrag unterschiedliche Geschwindigkeiten des Hauptstroms und der Leckageströmung entstehen. Zudem wird die nachfolgende Schaufelreihe aufgrund von Ablösungen und Wirbelbildung im Wandbereich nicht in optimaler Weise angeströmt, so dass weitere Verluste entstehen. The disadvantage of this solution is that upon entering the leakage flow into the main flow considerable mixing losses caused by in the direction and magnitude of different velocities of the main flow and the leakage flow. In addition, the subsequent blade row is not flown in an optimum manner due to detachment and vortex formation in the wall area, so that further losses occur.

Aufgabe der Erfindung ist es, eine Dichtanordnung sowie eine Gasturbine mit einer derartigen Dichtanordnung zu schaffen, bei denen die vorgenannten Nachteile beseitigt sind und eine Reduzierung der Mischungsverluste erreicht wird. The object of the invention is to provide a sealing arrangement and a gas turbine with such a sealing arrangement in which the aforementioned disadvantages are eliminated and a reduction of the mixing losses is achieved.

Diese Aufgabe wird gelöst durch eine Dichtanordnung mit den Merkmalen des Patentanspruchs 1 und durch eine Gasturbine mit den Merkmalen des Patentanspruchs 12. Eine erfindungsgemäße Dichtanordnung für eine Gasturbine, insbesondere für eine Fluggasturbine, weist zumindest ein Dichtelement auf, wobei das Dichtelement in einem Ringraum zwischen einem Gehäuse und mindestens einer Schaufelreihe, insbesondere einer Laufschaufelreihe, angeordnet ist und wobei der Ringraum von einem Leckagestrom durchströmt ist, der von einem Hauptstrom abgezweigt ist und nach dem Ringraum an einer Wiedereintrittsstelle in den Hauptstrom mündet. Das zumindest eine Dichtelement ist bei einem besonders bevorzugten Ausführungsbeispiel im Bereich einer Laufschaufelreihe angeordnet, wobei der Leckagestrom vor auf die Laufschaufeln folgenden Statorschaufeln in den Hauptstrom mündet. Erfindungsgemäß ist zumindest ein Dichtelement dem Gehäuse zugeordnet, d. h. an dem Gehäuse mittelbar oder unmittelbar festgelegt und erstreckt sich in Richtung der Schaufelreihe, wobei eine Leckagestelle zwischen dem Dichtelement und der Schaufelreihe im Bereich der Wiedereintrittsstelle des Leckagestroms in den Hauptstrom ausgebildet ist. This object is achieved by a sealing arrangement having the features of patent claim 1 and by a gas turbine having the features of patent claim 12. A sealing arrangement according to the invention for a gas turbine, in particular for an aircraft gas turbine, has at least one sealing element, wherein the sealing element is arranged in an annular space between a housing and at least one row of blades, in particular a blade row, and wherein the annular space is traversed by a leakage flow, which flows from a main stream is branched off and after the annulus at a reentry point opens into the main stream. The at least one sealing element is arranged in a particularly preferred embodiment in the region of a blade row, wherein the leakage flow flows in front of the blades following stator blades in the main flow. According to the invention, at least one sealing element is assigned to the housing, ie fixed directly or indirectly to the housing and extends in the direction of the blade row, wherein a leakage point between the sealing element and the blade row is formed in the region of the reentry point of the leakage flow into the main flow.

Dadurch, dass sich die Leckagestelle, beispielsweise der Leckagespalt bei einem berührungsfreien Dichtelement oder die Leckagefläche bei einer Bürstendichtung gegenüber dem Stand der Technik gemäß der DE 198 07 247 AI erfindungsgemäß näher an der Wiedereintrittsstelle des Leckagestroms in den Hauptstrom befindet, behält der Leckagestrom bis zum Wiedereintritt in den Hauptstrom eine hohe Geschwindigkeit bei, so dass die Geschwindigkeitsgradienten zum relativ schnellen Hauptstrom verringert sind. Aufgrund der Position der Leckagestelle wird die Leckageströmung bis zum Wiedereintritt in den Hauptstrom eng am Deckband entlang geleitet und kann störungsarm, d.h. mit geringerer Wirbelbindung, in den Hauptstrom eingebracht werden. Dies führt insgesamt zu einer Reduktion der Mischungsverluste und einer verbesserten Anströmung der nachfolgenden Schaufelreihe, insbesondere im Wandbereich. Due to the fact that the leakage point, for example the leakage gap in a contact-free sealing element or the leakage surface in a brush seal in relation to the prior art according to DE 198 07 247 A1, is closer to the reentry point of the leakage flow into the main flow, the leakage flow remains until reentry in the main stream at a high speed, so that the speed gradients are reduced to relatively fast main flow. Due to the location of the leakage site, the leakage flow is conducted closely along the shroud until reentry into the main stream and may be low in interference, i. with less vortex binding, are introduced into the main stream. Overall, this leads to a reduction of the mixing losses and an improved oncoming flow of the subsequent blade row, in particular in the wall area.

Als besonders vorteilhaft hat es sich erwiesen, wenn zumindest ein Dichtelement in einem, in Strömungsrichtung bezogen auf die Schaufelreihe, hinteren Bereich angeordnet ist. Dadurch befindet sich die Leckagestelle nahe an der Wiedereintrittsstelle des Leckagestroms in den Hauptstrom, so dass der Leckagestrom bis zum Wiedereintritt in den Hauptstrom eine hohe Geschwindigkeit aufweist und die Geschwindigkeitsgradienten zum relativ schnellen Hauptstrom verringert sind. Die Schaufelreihe kann gehäuseseitig mit einem Deckband und/oder einem Anstreif- oder Einlaufbelag versehen sein, wobei das Deckband und/oder der Anstreif- oder Einlaufbelag in Richtung des Hauptstroms ausgehend von einem Dichtelement, vorzugsweise einem in Strömungsrichtung hinteren Dichtelement, verkleinert ist. It has proved to be particularly advantageous if at least one sealing element is arranged in a rear region in the direction of flow relative to the blade row. As a result, the leakage point is close to the reentry point of the leakage flow into the main flow, so that the leakage flow until reentry into the main flow has a high speed and the velocity gradients are reduced to relatively fast main flow. The blade row can be provided on the housing side with a shroud and / or a squealer or inlet lining, whereby the shroud and / or the squealer or enamel coating in the direction of the main flow starting from a sealing element, preferably a downstream sealing element, is reduced.

Das Deckband und/oder der Anstreif- oder Einlaufbelag ist hierzu vorzugsweise in einem, in Strömungsrichtung hinteren Bereich, mit zumindest einer Abschrägung versehen, die eine in Strömungsrichtung abfallende Schrägfläche aufweist. Die Leckageströmung wird bis zum Wiedereintritt in den Hauptstrom eng am Deckband entlang geleitet und kann durch die günstige Formgebung mit sich in Strömungsrichtung vergrößerndem Querschnitt des Ringraums, noch störungsärmer mit weiter verringerter Wirbelbildung in den Hauptstrom eingebracht werden. For this purpose, the shroud and / or the squealer or enema coating is preferably provided with at least one bevel in a rear region in the flow direction, which has a sloping surface sloping down in the flow direction. The leakage flow is conducted closely to the shroud back to the reentry into the main stream and can be introduced by the favorable shape with increasing in the flow direction cross section of the annulus, even less disturbance with further reduced vortex formation in the main stream.

Die Abschrägung erstreckt sich bei einem bevorzugten Ausfuhrungsbeispiel stetig in Richtung der Hauptströmung, so dass eine Schrägfläche ausgebildet ist. Vorteilhaft ist es, wenn die Abschrägung einen Winkel im Bereich von etwa 10 bis 65°, vorzugsweise von etwa 20 bis 45°, zu einer Längsachse der Gasturbine aufweist. Die Abschrägung beginnt vorzugsweise im Bereich der Spitze eines Dichtelements, vorzugsweise im Bereich der Spitze eines in Strömungsrichtung hinteren Dichtelements, so dass ein verbesserter, homogener Übergang der Leckageströmung in den Hauptstrom ermöglicht ist. The chamfer extends in a preferred exemplary embodiment steadily in the direction of the main flow, so that an inclined surface is formed. It is advantageous if the bevel has an angle in the range of about 10 to 65 °, preferably from about 20 to 45 °, to a longitudinal axis of the gas turbine. The chamfering preferably begins in the region of the tip of a sealing element, preferably in the region of the tip of a downstream sealing element, so that an improved, homogeneous transition of the leakage flow into the main flow is made possible.

Bei einem konkreten Ausfuhrungsbeispiel der Dichtanordnung sind zumindest zwei axial beabstandet zueinander und sich im Wesentlichen in Umfangsrichtung erstreckende, als Dichtspitzen (Dichtfms) ausgebildete Dichtelemente einer Schaufelreihe zugeordnet. Hierbei ist es im Hinblick auf einen wirbelarmen Übergang der Leckageströmung in den Hauptstrom besonders vorteilhaft, wenn die Abschrägung im Bereich der Spitze des in Strömungsrichtung hinteren Dichtelements beginnt. In a specific exemplary embodiment of the sealing arrangement, at least two axially spaced-apart sealing elements of a row of blades extending essentially in the circumferential direction and designed as sealing tips (sealing membranes) are assigned. In this case, with regard to a low-turbulence transfer of the leakage flow into the main flow, it is particularly advantageous if the taper begins in the area of the tip of the rear sealing element in the flow direction.

Das Deckband und/oder der Anstreif- oder Einlaufbelag können stufenförmig ausgebildet sein, wobei die Dichtelemente vorzugsweise jeweils einer Stufe zugeordnet sind. The shroud and / or the squint or inlet lining may be formed in steps, wherein the sealing elements are preferably assigned to one stage.

Eine erfindungsgemäße Gasturbine, insbesondere eine Fluggasturbine, verwendet zumindest eine derartige Dichtanordnung, die mindestens ein Dichtelement aufweist, wobei das Dichtelement in einem Ringraum zwischen einem Gehäuse und mindestens einer Schaufelreihe, insbesondere einer Laufschaufelreihe, angeordnet ist und wobei der Ringraum von einem Leckagestrom durchströmt ist, der von einem Hauptstrom abgezweigt ist und nach dem Ringraum an einer Wiedereintrittsstelle in den Hauptstrom zurück mündet. Erfindungsgemäß ist zumindest ein Dichtelement dem Gehäuse zugeordnet und erstreckt sich in Richtung der Schaufelreihe, wobei eine Leckagestelle zwischen dem Dichtelement und der Schaufelreihe im Bereich der Wiedereintrittsstelle des Leckagestroms in den Hauptstrom ausgebildet ist. A gas turbine according to the invention, in particular an aircraft gas turbine, uses at least one such sealing arrangement, which has at least one sealing element, wherein the Sealing element is disposed in an annular space between a housing and at least one row of blades, in particular a blade row, and wherein the annular space is flowed through by a leakage flow, which is branched off from a main flow and flows back to the annular space at a reentry point in the main flow. According to the invention, at least one sealing element is associated with the housing and extends in the direction of the blade row, wherein a leakage point between the sealing element and the blade row is formed in the region of the reentry point of the leakage flow into the main flow.

Sonstige vorteilhafte Ausfuhrungsbeispiele sind Gegenstand weiterer Unteransprüche. Other advantageous exemplary embodiments are the subject of further subclaims.

Im Folgenden wird ein bevorzugtes Ausfuhrungsbeispiel der Erfindung anhand einer schematischen Darstellung näher erläutert. Die einzige Figur zeigt eine Prinzipskizze einer erfindungsgemäßen Dichtanordnung im Bereich einer Niederdruckturbine einer Fluggasturbine. In the following, a preferred exemplary embodiment of the invention will be explained in more detail with reference to a schematic representation. The single FIGURE shows a schematic diagram of a sealing arrangement according to the invention in the region of a low-pressure turbine of an aircraft gas turbine.

Die Figur zeigt eine Fluggasturbine 1 im Bereich einer Anordnung von Leit- und Laufschaufelreihen 2a, 2b, 4 einer Niederdruckturbine mit einer erfindungsgemäßen Dichtanordnung 6. Die dargestellte äußere Dichtanordnung 6, das sogenannte Outer Airseal, bildet eine Labyrinthdichtung, bei der als ringschneidenartige Dichtspitzen (Dichtfins) ausgebildete Dichtelemente 8a, 8b gegen Wabenstrukturen 10 (Honeycombs) laufen, die als Anstreif- oder Einlaufbe- lag dienen. Die Dichtelemente 8a, 8b sind in einem Ringraum 12 bzw. einer äußeren Kavität zwischen einem Gehäuse 14 und jeweils einer Laufschaufelreihe 4 angeordnet. Der Ringraum 12 ist von einem Leckagestrom 16 durchströmt, der von einem Hauptstrom 18 abgezweigt ist und nach dem Ringraum 12 an einer Wiedereintrittsstelle 20 vor, auf die Laufschaufeln 4 folgenden, Leit- oder Statorschaufeln 2b, in den Hauptstrom 18 zurück mündet. Die Strömungsrichtung der Hauptströmung 18 und der Leckageströmung 16 verläuft in der Figur im Wesentlichen von links nach rechts durch die Anordnung von Leit- und Laufschaufelreihen 2a, 2b, 4. The FIGURE shows an aircraft gas turbine 1 in the region of an arrangement of guide and blade rows 2a, 2b, 4 of a low-pressure turbine with a sealing arrangement 6 according to the invention. The illustrated outer sealing arrangement 6, the so-called Outer Airseal, forms a labyrinth seal in which annular sealing sealing points (sealing fins ) trained sealing elements 8a, 8b run against honeycomb structures 10 (honeycombs), which serve as a squint or enema cover. The sealing elements 8a, 8b are arranged in an annular space 12 or an outer cavity between a housing 14 and in each case one row of blades 4. The annular space 12 is traversed by a leakage flow 16, which is branched off from a main stream 18 and after the annulus 12 at a reentry point 20 before, on the blades 4 following, guide or stator blades 2b, flows back into the main flow 18. The flow direction of the main flow 18 and the leakage flow 16 extends in the figure substantially from left to right through the arrangement of guide and blade rows 2a, 2b, 4.

Die Dichtanordnung 6 gemäß der Figur weist zwei Dichtelemente 8a, 8b auf, die axial beabstandet zueinander angeordnet sind und sich im Wesentlichen in Umfangsrichtung erstrecken. Alternativ erstreckt sich zumindest ein Dichtelement schräg zu der Längsachse der Fluggastrubine. Jeweils zwei Dichtelemente 8a, 8b sind hierbei einer Schaufelreihe 4 zugeordnet. Die Dichtelemente 8a, 8b sind an dem Gehäuse 14 befestigt und erstrecken sich radial in Richtung der Laufschaufelreihe 4, wobei eine als Leckagespalt 22 ausgebildete Leckagestelle zwischen dem hinteren Dichtelement 8b und der Laufschaufelreihe 4 im Bereich der Wiedereintrittsstelle 20 des Leckagestroms 16 in den Hauptstrom 18 ausgebildet ist. Das vordere Dichtelement 8a bildet mit der Laufschaufelreihe 4 einen vorderen Leckagespalt 24 aus. Dadurch, dass sich der hintere Leckagespalt 22 relativ nahe an der Wiedereintrittsstelle 20 des Leckagestroms 16 in den Hauptstrom 18 befindet, behält der Leckagestrom 16 bis zum Wiedereintritt eine hohe Geschwindigkeit bei, so dass die Geschwindigkeitsgradienten zum relativ schnellen Hauptstrom 18 verringert sind. Aufgrund der Position der hinteren Leckagestelle 22 wird die Leckageströmung 16 bis zum Wiedereintritt in den Hauptstrom 18 eng an der Wabenstruktur 10 entlang geleitet und kann störungsarm, d.h. mit geringerer Wirbelbindung - wie durch die Stromlinie 16 angedeutet - , in den Hauptstrom 18 eingebracht werden. Dies führt insgesamt zu einer Reduktion der Mischungsverluste und einer verbesserten Anströmung der nachfolgenden Schaufelreihe, insbesondere im Wandbereich. The sealing arrangement 6 according to the figure has two sealing elements 8a, 8b, which are arranged axially spaced from each other and extend substantially in the circumferential direction. Alternatively, at least one sealing element extends obliquely to the longitudinal axis of the Fluggastrubine. In each case, two sealing elements 8a, 8b are assigned to a row of blades 4. The sealing elements 8a, 8b are fixed to the housing 14 and extend radially in Direction of the blade row 4, wherein formed as a leakage gap 22 leakage between the rear sealing element 8b and the blade row 4 in the region of the reentry point 20 of the leakage flow 16 is formed in the main stream 18. The front sealing element 8a forms a front leakage gap 24 with the blade row 4. By having the rear leakage gap 22 relatively close to the reintroduction point 20 of the leakage flow 16 into the main flow 18, the leakage flow 16 maintains a high velocity until reentry so that the velocity gradients to the relatively fast main flow 18 are reduced. Due to the position of the rear leakage point 22, the leakage flow 16 is passed close to the honeycomb structure 10 until reentry into the main flow 18 and can be introduced into the main flow 18 with little disturbance, as indicated by the streamline 16. Overall, this leads to a reduction of the mixing losses and an improved oncoming flow of the subsequent blade row, in particular in the wall area.

Bei dem dargestellten Ausfuhrungsbeispiel der Erfindung ist der Querschnitt des Ringraums 12 in Richtung des Hauptstroms ausgehend von dem hinteren Dichtelement 8b vergrößert. Die Laufschaufelreihe 4 ist gehäuseseitig mit einem Deckband 26 versehen, auf dem die In the illustrated embodiment of the invention, the cross section of the annular space 12 is increased in the direction of the main flow, starting from the rear sealing element 8b. The blade row 4 is the housing side provided with a shroud 26 on which the

Wabenstruktur 10 als Anstreif- oder Einlaufbelag vorgesehen ist, die derart ausgebildet ist, dass sich der Ringraum 12 in Richtung des Hauptstroms 15 ausgehend von dem in Strömungsrichtung hinteren Dichtelement 8b vergrößert. Mit anderen Worten - der Anstreif- oder Einlaufbelag 10 ist in Richtung des Hauptstroms 18 ausgehend von dem in Strömungsrichtung hinteren Dichtelement 8b verkleinert. Der Anstreif- oder Einlaufbelag 10 ist stufenförmig ausgebildet und weist umfangsseitige Stufenflächen 28a, 28b auf. Das eintrittsseitige Dichtelement 8a ist der eintrittsseitigen Stufenfläche 28a und das austrittsseitige Dichtelement 8b der austrittsseitigen Stufenfläche 28b zugeordnet. Die Stufenflächen 28a, 28b erstrecken sich parallel zur Längsachse der Fluggasturbine 1, wobei die austrittsseitige Stufenfläche 28b gegenüber der eintrittsseitigen Stufenfläche 28a radial außenliegend angeordnet ist. Alternativ kann der Anstreif- oder Einlaufbelag 10 stufenlos ausgebildet sein, so dass die beiden Stufenflächen 28a, 28b auf einer gemeinsamen Höhe verlaufen. Honeycomb structure 10 is provided as a squint or inlet lining, which is designed such that the annular space 12 increases in the direction of the main flow 15, starting from the rear in the flow direction sealing element 8b. In other words - the squeaking or inlet lining 10 is reduced in the direction of the main flow 18, starting from the downstream sealing element 8b. The squishing or enamel coating 10 is step-shaped and has peripheral stepped surfaces 28a, 28b. The inlet-side sealing element 8a is assigned to the inlet-side step surface 28a and the outlet-side sealing element 8b to the outlet-side step surface 28b. The step surfaces 28a, 28b extend parallel to the longitudinal axis of the aircraft gas turbine 1, wherein the outlet-side step surface 28b opposite the inlet-side step surface 28a is arranged radially outboard. Alternatively, the squish or enamel coating 10 may be formed continuously, so that the two step surfaces 28a, 28b extend at a common height.

Der Anstreif- oder Einlaufbelag 10 ist bei dem dargestellten Ausfuhrungsbeispiel in einem in Strömungsrichtung hinteren Bereich mit einer Abschrägung 30 versehen, die eine in Strömungsrichtung abfallende Schrägfläche 32 aufweist. Die Schrägfläche 32 schließt sich an die austrittsseitige Stufenfläche 28b an, so dass die Leckageströmung 16 bis zum Wiedereintritt in den Hauptstrom 18 eng an dem Anstreif- oder Einlaufbelag 10 entlang geleitet wird. Aufgrund dieser günstigen Formgebung kann die Leckageströmung 16 noch störungsärmer mit weiter verringerter Wirbelbildung in den Hauptstrom 18 eingebracht werden. Die Abschrägung 30 beginnt im Bereich der schaufelseitigen Spitze des hinteren Dichtelements 8b, so dass ein verbesserter, homogener Übergang der Leckageströmung 16 in den Hauptstrom 18 erreicht wird. Vorteilhaft ist es, wenn die Abschrägung 30 einen Winkel α im Bereich von etwa 10 bis 65° zur Längsachse der Gasturbine aufweist. Bei dem dargestellten Ausführungsbeispiel weist die Abschrägung 30 einen Winkel von etwa 23° zur Längsachse auf. The squishing or enema coating 10 is provided in the illustrated embodiment in a rear region in the flow direction with a chamfer 30 having a in Has flow direction sloping inclined surface 32. The inclined surface 32 adjoins the exit-side step surface 28b, so that the leakage flow 16 is passed close to the rubbing or inlet lining 10 until it re-enters the main flow 18. Due to this favorable shaping, the leakage flow 16 can still be introduced into the main flow 18 with less interference with further reduced vortex formation. The chamfer 30 begins in the area of the blade-side tip of the rear sealing element 8b, so that an improved, homogeneous transition of the leakage flow 16 into the main flow 18 is achieved. It is advantageous if the bevel 30 has an angle α in the range of about 10 to 65 ° to the longitudinal axis of the gas turbine. In the illustrated embodiment, the chamfer 30 at an angle of about 23 ° to the longitudinal axis.

Bei einem nicht dargestellten Ausführungsbeispiel der Erfindung ist zumindest ein Dichtelement 8a, 8b als Bürstendichtung ausgebildet. Ferner sei erwähnt, dass die Dichtanordnung 6 nicht auf die hier beschriebene Anwendung im Niederdruckturbinenbereich beschränkt ist. Die Dichtanordnung 6 kann neben der dargestellten äußeren Dichtanordnung auch als innere In an embodiment of the invention, not shown, at least one sealing element 8a, 8b is formed as a brush seal. It should also be mentioned that the sealing arrangement 6 is not limited to the application described here in the low-pressure turbine area. The sealing arrangement 6, in addition to the illustrated outer sealing arrangement as inner

Dichtanordnung (Inner Airseal) ausgeführt werden. Sealing arrangement (Inner Airseal) are executed.

Offenbart ist eine Dichtanordnung 6 für eine Gasturbine, insbesondere für eine Fluggasturbine 1, mit zumindest einem Dichtelement 8a, 8b, wobei das Dichtelement 8a, 8b in einem Ringraum 12 zwischen einem Gehäuse 14 und mindestens einer Schaufelreihe 4, insbesondere einer Laufschaufelreihe, angeordnet ist und wobei der Ringraum 12 von einem Leckagestrom 16 durchströmt ist, der von einem Hauptstrom 18 abgezweigt ist und nach dem Ringraum 12 an einer Wiedereintrittsstelle 20 in den Hauptstrom 18 zurück mündet, wobei das zumindest eine Dichtelement 8b dem Gehäuse 14 zugeordnet ist und sich in Richtung der Schaufelreihe 4 erstreckt und eine Leckagestelle 22 zwischen dem Dichtelement 8b und der Schaufelreihe 4 im Bereich der Wiedereintrittsstelle 20 des Leckagestroms 16 in den Hauptstrom 18 angeordnet ist. Weiterhin offenbart ist eine Gasturbine, insbesondere eine Fluggasturbine 1, mit einer derartigen Dichtanordnung 6. Disclosed is a sealing arrangement 6 for a gas turbine, in particular for an aircraft gas turbine 1, with at least one sealing element 8a, 8b, the sealing element 8a, 8b being arranged in an annular space 12 between a housing 14 and at least one row of blades 4, in particular a row of blades wherein the annular space 12 is traversed by a leakage flow 16, which is branched off from a main stream 18 and flows back to the annular space 12 at a reentry point 20 in the main flow 18, wherein the at least one sealing element 8b associated with the housing 14 and in the direction of Blade row 4 extends and a leakage point 22 between the sealing element 8b and the blade row 4 in the region of the reentry point 20 of the leakage flow 16 is arranged in the main flow 18. Further disclosed is a gas turbine, in particular an aircraft gas turbine 1, with such a sealing arrangement 6.

Claims

Patentansprüche claims 1. Dichtanordnung für eine Gasturbine (1), insbesondere für eine Fluggasturbine (1), mit zumindest einem Dichtelement (8a, 8b), wobei das Dichtelement (8a, 8b) in einem Ringraum (12) zwischen einem Gehäuse (14) und mindestens einer Schaufelreihe (4), insbesondere einer Laufschaufelreihe, angeordnet ist und wobei der Ringraum (12) von einem Leckagestrom (16) durchströmt ist, der von einem Hauptstrom (18) abgezweigt ist und nach dem Ringraum (12) an einer Wiedereintrittsstelle (20) in den Hauptstrom (18) mündet, dadurch gekennzeichnet, dass zumindest ein Dichtelement (8b) dem Gehäuse (14) zugeordnet ist und sich in Richtung der Schaufelreihe (4) erstreckt und dass eine Leckagestelle (22) zwischen dem Dichtelement (8b) und der Schaufelreihe (4) im Bereich der Wiedereintrittsstelle (20) des Leckagestroms (18) in den Hauptstrom (18) angeordnet ist. 1. Sealing arrangement for a gas turbine (1), in particular for an aircraft gas turbine (1), with at least one sealing element (8a, 8b), wherein the sealing element (8a, 8b) in an annular space (12) between a housing (14) and at least a vane row (4), in particular a row of blades, and wherein the annular space (12) is traversed by a leakage stream (16) which is branched off from a main stream (18) and after the annulus (12) at a reentry point (20) into the main flow (18), characterized in that at least one sealing element (8b) is associated with the housing (14) and extends in the direction of the blade row (4) and that a leakage point (22) between the sealing element (8b) and the Blade row (4) in the region of the reentry point (20) of the leakage flow (18) in the main stream (18) is arranged. 2. Dichtanordnung nach Anspruch 1, wobei zumindest ein Dichtelement (8b) in einem in Strömungsrichtung bezogen auf die Schaufelreihe (4) hinteren Bereich an dem Gehäuse (14) angeordnet ist. 2. Sealing arrangement according to claim 1, wherein at least one sealing element (8b) in a flow direction relative to the blade row (4) rear portion of the housing (14) is arranged. 3. Dichtanordnung nach Anspruch 1 oder 2, wobei die Schaufelreihe (4) gehäuseseitig mit einem Deckband (26) und/oder einem Anstreif- oder Einlaufbelag (10) versehen ist und das Deckband (26) und/oder der Anstreif- oder Einlaufbelag (10) in Richtung des Hauptstroms (18) ausgehend von einem Dichtelement (8a, 8b), vorzugsweise einem in Strömungsrichtung hinteren Dichtelement (8b), verkleinert ist. 3. Sealing arrangement according to claim 1 or 2, wherein the blade row (4) on the housing side with a shroud (26) and / or a squint or inlet lining (10) is provided and the shroud (26) and / or the squinting or enema coating ( 10) in the direction of the main flow (18), starting from a sealing element (8a, 8b), preferably a downstream in the flow direction sealing element (8b) is reduced. 4. Dichtanordnung nach Anspruch 3, wobei das Deckband (26) und/oder der Anstreifoder Einlaufbelag (10) in einem in Strömungsrichtung hinteren Bereich zumindest eine Abschrägung (30) aufweist. 4. Sealing arrangement according to claim 3, wherein the shroud (26) and / or the squinting or inlet lining (10) in a rear direction in the flow direction at least one chamfer (30). 5. Dichtanordnung nach Anspruch 4, wobei sich die Abschrägung (30) stetig in Richtung der Hauptströmung (18) erstreckt, so dass mindestens eine in Strömungsrichtung abfallende Schrägfläche (32) ausgebildet ist. 5. Sealing arrangement according to claim 4, wherein the chamfer (30) extends continuously in the direction of the main flow (18), so that at least one sloping in the flow direction inclined surface (32) is formed. 6. Dichtanordnung nach einem der Ansprüche 4 oder 5, wobei die Abschrägung (30) einen Winkel α im Bereich von etwa 10 bis 65°, vorzugsweise von etwa 20 bis 45°, zu einer Längsachse der Gasturbine (1) aufweist. 6. Sealing arrangement according to one of claims 4 or 5, wherein the bevel (30) has an angle α in the range of about 10 to 65 °, preferably from about 20 to 45 °, to a longitudinal axis of the gas turbine (1). 7. Dichtanordnung nach einem der Ansprüche 4 bis 6, wobei die Abschrägung (30) im Bereich der Spitze eines Dichtelements (8b) beginnt. 7. Sealing arrangement according to one of claims 4 to 6, wherein the chamfer (30) in the region of the tip of a sealing element (8b) begins. 8. Dichtanordnung nach einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei zumindest zwei axial beabstandet zueinander und sich im Wesentlichen in Umfangsrichtung erstreckende, als Dichtspitzen (8a, 8b) ausgebildete Dichtelemente einer Schaufelreihe (4) zugeordnet sind. 8. Sealing arrangement according to one of the preceding claims, wherein at least two axially spaced from one another and substantially in the circumferential direction, as sealing tips (8a, 8b) formed sealing elements of a blade row (4) are associated. 9. Dichtanordnung nach Anspruch 7 und 8, wobei die Abschrägung (30) im Bereich der Spitze des in Strömungsrichtung hinteren Dichtelements (8b), vorzugsweise kurz nach der Spitze des hinteren Dichtelements (8b), beginnt. 9. Sealing arrangement according to claim 7 and 8, wherein the chamfer (30) in the region of the tip of the downstream sealing element (8b), preferably shortly after the tip of the rear sealing element (8b) begins. 10. Dichtanordnung nach einem der Ansprüche 3 bis 9, wobei das Deckband (26) und/oder der Anstreif- oder Einlaufbelag (10) stufenförmig ausgebildet ist. 10. Sealing arrangement according to one of claims 3 to 9, wherein the shroud (26) and / or the squint or inlet lining (10) is formed step-shaped. 11. Dichtanordnung nach Anspruch 10, wobei die Dichtelemente (8a, 8b) jeweils einer Stufenfläche (28a, 28b) des Deckbands (26) und/oder des Anstreif- oder Einlaufbelags (10) zugeordnet sind. 11. Sealing arrangement according to claim 10, wherein the sealing elements (8a, 8b) are each associated with a step surface (28a, 28b) of the shroud (26) and / or the squinting or enema coating (10). 12. Gasturbine, insbesondere Fluggasturbine (1), mit zumindest einer Dichtanordnung (6), die mindestens ein Dichtelement (8a, 8b) aufweist, wobei das Dichtelement (8a, 8b) in einem Ringraum (12) zwischen einem Gehäuse (14) und mindestens einer Schaufelreihe (4), insbesondere einer Laufschaufelreihe, angeordnet ist und wobei der Ringraum (12) von einem Leckagestrom (16) durchströmt ist, der von einem Hauptstrom (18) abgezweigt ist und nach dem Ringraum (12) an einer Wiedereintrittsstelle (20) in den Hauptstrom (18) mündet, dadurch gekennzeichnet, dass zumindest ein Dichtelement (8b) dem Gehäuse (14) zugeordnet ist und sich in Richtung der Schaufelreihe (4) erstreckt und dass eine Leckagestelle (22) zwischen dem Dichtelement (8b) und der Schaufelreihe (4) im Bereich der Wiedereintrittsstelle (20) des Leckagestroms (16) in den Hauptstrom (18) angeordnet ist. 12. Gas turbine, in particular aircraft gas turbine (1), with at least one sealing arrangement (6) having at least one sealing element (8a, 8b), wherein the sealing element (8a, 8b) in an annular space (12) between a housing (14) and at least one row of blades (4), in particular a row of blades, and wherein the annular space (12) is traversed by a leakage stream (16) which is branched off from a main stream (18) and after the annular space (12) at a reentry point (20 ) flows into the main flow (18), characterized in that at least one sealing element (8b) is associated with the housing (14) and extends in the direction of the blade row (4) and that a leakage point (22) between the sealing element (8b) and the blade row (4) in the region of the reentry point (20) of the leakage flow (16) is arranged in the main flow (18).
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