CN102913290A - 用于被动控制燃气涡轮发动机中的间隙的系统和方法 - Google Patents

用于被动控制燃气涡轮发动机中的间隙的系统和方法 Download PDF

Info

Publication number
CN102913290A
CN102913290A CN2012102721960A CN201210272196A CN102913290A CN 102913290 A CN102913290 A CN 102913290A CN 2012102721960 A CN2012102721960 A CN 2012102721960A CN 201210272196 A CN201210272196 A CN 201210272196A CN 102913290 A CN102913290 A CN 102913290A
Authority
CN
China
Prior art keywords
gap
control member
shape
gap control
engine
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
CN2012102721960A
Other languages
English (en)
Inventor
J.阿戴卡拉萨米
H.森达拉姆
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.)
General Electric Co
Original Assignee
General Electric Co
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 General Electric Co filed Critical General Electric Co
Publication of CN102913290A publication Critical patent/CN102913290A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • 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
    • F01D11/14—Adjusting or regulating tip-clearance, i.e. distance between rotor-blade tips and stator casing
    • F01D11/16—Adjusting or regulating tip-clearance, i.e. distance between rotor-blade tips and stator casing by self-adjusting means
    • F01D11/18—Adjusting or regulating tip-clearance, i.e. distance between rotor-blade tips and stator casing by self-adjusting means using stator or rotor components with predetermined thermal response, e.g. selective insulation, thermal inertia, differential expansion
    • 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
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/50—Intrinsic material properties or characteristics
    • F05D2300/505—Shape memory behaviour

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

本发明涉及用于被动控制燃气涡轮发动机中的间隙的系统和方法。用于被动控制涡轮发动机中的间隙的系统包括：静态组件，其布置成周向围绕发动机转子组件，并且在转子组件的尖端与静态组件的相邻内表面之间限定间隙。静态组件包括间隙控制构件，间隙控制构件限定内表面、暴露于发动机工作流体并包括形状记忆材料，形状记忆材料经选择和预先处理以响应于发动机工作流体的温度而以预先选择的方式变形。可替换地，转子组件的翼型叶片包括间隙控制构件。用于被动控制涡轮发动机中的间隙的方法包括：组装发动机以限定初始组的构造间隙，操作发动机以观察运行间隙，构造包括形状记忆材料的间隙控制构件，以及利用间隙控制构件重新组装发动机。

Description

用于被动控制燃气涡轮发动机中的间隙的系统和方法
技术领域
本发明所公开的主题涉及用于燃气涡轮发动机的间隙控制系统，更具体地涉及用于控制涡轮发动机的静止护罩表面和相邻的旋转组件之间的操作间隙的系统和方法。
背景技术
燃气涡轮发动机通常包括容纳在静态组件内的旋转组件。旋转组件通常包括多组压缩机叶片(即，翼型)和涡轮机叶片。压缩机叶片对进入空气进行压缩，涡轮机叶片通常在增加热量之后从空气获取能量。静态组件围绕旋转组件并帮助限定发动机的流动路径。通常，静态组件包括一系列护罩分段，护罩分段提供内表面以与相邻的旋转组件的叶片的外表面(即，尖端)合作。涡轮发动机的效率至少部分地取决于护罩表面和相邻的旋转叶片之间的间隙或空隙。如果间隙过大，则发动机流动的相应过大部分将流动经过间隙而不是与旋转的叶片相互作用，这导致发动机效率降低。如果间隙过小，则这些组件的旋转和静止的构件之间会产生干涉(interference)，这导致对一个或多个合作表面的损坏。
如本发明所使用的，术语“轴向”表示燃气涡轮发动机的中心轴线的方向，即，涡轮机械围绕该中心轴线旋转。术语“径向”表示与中心轴线基本垂直的方向，术语“周向”表示不与中心轴线相交但是位于一个或多个径向平面上的一组位置和方向。
这些装置中复杂的间隙问题是众所周知的事实，即，涡轮发动机的转子组件和静态组件之间的间隙通常随着在发动机操作期间合作构件所经受的发动机操作条件(例如，加速度、减速度)、或其他改变的热或离心力条件而改变。用于这些组件的间隙控制机构有时称作主动或被动间隙控制系统，并且为了在发动机操作期间保持所选择的间隙条件，间隙控制机构包括机械系统或基于材料的热膨胀和收缩特性的系统。这些系统通常需要以空气为代价而使用大量的空气以进行加热或冷却，否则这种空气将用于发动机操作循环中。
相应地，本领域技术人员寻求用于控制涡轮发动机的静止护罩表面和相邻的旋转组件之间的操作间隙的改进装置。
发明内容
根据本发明的一个方面，用于被动控制燃气涡轮发动机中的间隙的系统包括静态组件，静态组件布置成周向围绕发动机转子组件并且在转子组件的尖端与静态组件的与尖端相邻的内表面之间限定间隙。静态组件包括间隙控制构件，间隙控制构件限定内表面、暴露于发动机工作流体并包括形状记忆材料，形状记忆材料经选择和预先处理以响应于发动机工作流体的温度而以预先选择的方式变形。
进一步的，所述至少一个间隙控制构件包括可磨涂层。
进一步的，所述形状记忆材料包括合金。
进一步的，所述合金包括钌。
进一步的，所述合金包括铌。
进一步的，所述合金包括钽。
根据本发明的另一方面，用于被动控制燃气涡轮发动机中的间隙的系统包括转子组件，转子组件具有多个翼型叶片，每个叶片具有尖端。转子组件由静态组件围绕，静态组件包括围绕转子组件在周向上布置的多个护罩分段，每个护罩分段具有与尖端相邻的内表面，护罩分段的内表面和翼型叶片的尖端在尖端和内表面之间限定径向间隙。每个翼型叶片包括形成尖端的间隙控制构件，间隙控制构件包括形状记忆材料，形状记忆材料经选择和预先处理以响应于发动机工作流体的温度而以预先选择的方式变形。
进一步的，所述间隙控制构件包括可磨涂层。
进一步的，所述翼型叶片是轴流压缩机叶片。
进一步的，所述翼型叶片是轴流涡轮机叶片。
进一步的，所述翼型叶片是离心压缩机叶片。
进一步的，所述翼型叶片是径流涡轮机叶片。
根据本发明的另一方面，用于被动控制燃气涡轮发动机中的间隙的方法包括组装涡轮发动机，以在涡轮发动机的静止护罩表面和涡轮发动机的相邻转子组件之间限定初始组的构造间隙。在发动机操作条件的整个范围内操作组装的涡轮发动机，在一个或多个所述发动机操作条件下观察操作间隙。形成(formulate)和构造间隙控制构件，间隙控制构件包括形状记忆材料，形状记忆材料经选择和预先处理以响应于发动机工作流体的温度而以预先选择的方式变形。利用间隙控制构件重新组装发动机，以在静止护罩表面和相邻转子组件之间限定改进组的构造间隙。
进一步的，所述方法还包括：随后在发动机操作条件的整个范围内操作组装的涡轮发动机，并且在一个或多个发动机操作条件下观察改进的操作间隙。
进一步的，所述方法还包括：形成和构造附加间隙控制构件，所述附加间隙控制构件包括经选择和预先处理以响应于所述发动机工作流体的温度而以预先选择的方式变形的形状记忆材料。
进一步的，所述间隙控制构件包括可磨涂层。
进一步的，所述转子组件是轴流压缩机组件。
进一步的，所述转子组件是轴流涡轮机组件。
进一步的，所述转子组件是离心压缩机组件。
进一步的，所述转子组件是径流涡轮机组件。
根据以下结合附图的详细描述，这些和其他优点和特征将更加显而易见。
附图说明
视为本发明的主题在权利要求书中被具体指出并明确地要求保护。从以下详细描述以及结合附图，本发明的前述和其他特征以及优点将显而易见，其中：
图1是包括静态组件和相邻叶片的燃气涡轮发动机的部分截面示图，该示图包括间隙控制构件的一个示例性实施例；
图2是包括静态组件和相邻叶片的燃气涡轮发动机的部分截面示图，该示图包括具有可磨涂层的间隙控制构件的另一示例性实施例；
图3是包括静态组件和相邻叶片的燃气涡轮发动机的部分截面示图，该示图包括间隙控制构件的另一示例性实施例；
图4是示出燃气涡轮发动机的一部分的放大示图，其中，具有间隙控制构件和可磨涂层的示例性护罩相对于相邻的旋转叶片的尖端处于间隙打开状态；
图5是示出燃气涡轮发动机的一部分的放大示图，其中，具有间隙控制构件和可磨涂层的示例性护罩相对于相邻的旋转叶片的尖端处于间隙闭合状态；
图6是示出燃气涡轮发动机的一部分的放大示图，其中，示例性护罩分段包括间隙控制构件，间隙控制构件构造成补偿组装的静态结构中的偏心度或其他不圆度；和
图7是用于减小涡轮发动机的静止护罩表面和相邻旋转组件之间的操作间隙的示例性方法的流程图。
通过示例并参照附图，具体实施方式对本发明的实施例以及优点和特征进行描述。
附图标记列表：
100燃气涡轮发动机                116后缘
110旋转的叶片                    118并置的毂端
112尖端                          120护罩分段
114前缘                          122护罩表面
124径向调节构件                440可磨层
126垫片                        450间隙
130间隙控制构件                530间隙控制构件
132内部受控表面                550间隙
150间隙                        610叶片
160静态组件                    620示例性护罩分段
170转子组件                    622内护罩表面
180定子                        630间隙控制构件
210叶片                        632间隙控制构件
212尖端                        634间隙控制构件
230间隙控制构件                650间隙
240可磨层                      660组装的静态组件
250间隙                        710步骤
260静态组件                    720步骤
310叶片                        730步骤
312尖端                        740步骤
330间隙控制构件                750步骤
410转子组件                    760步骤
412尖端                        770步骤
420静态组件                    780步骤
422内护罩表面                  790步骤
430间隙控制构件
具体实施方式
图1示出包括容纳在静态组件160中的旋转组件170的燃气涡轮发动机100的一部分。转子组件170带有旋转叶片110，旋转叶片110具有尖端112和并置的毂端118。旋转叶片110还具有前缘114和后缘116。如图1所示，旋转叶片是涡轮机叶片，但是应当理解所示特征可以应用于压缩机。
静态组件160包括转子180，转子180朝向前缘114引导工作流体(例如，空气或蒸气或混合有燃料的空气)。静态组件还包括护罩分段120，护罩分段120引导工作流体经过旋转的叶片110，以使得旋转的叶片110可以从流体获取能量(即，转矩)(或者，对于压缩机的情况，使得叶片可以对流体作功)。每个护罩分段120具有内护罩表面122，间隙控制构件130连接在内护罩表面122上。间隙控制构件130暴露于工作流体，并且具有径向向内面对尖端112的内受控表面132。
在转子组件170围绕其中心轴线旋转时，尖端112行进至相邻的内受控表面132，限定出间隙150。为减小间隙150的尺寸，静态组件160包括用于调节护罩分段120的径向位置的装置以及垫片126，该装置包括径向调节构件124。
间隙控制构件130包括形状记忆材料。适合的形状记忆材料可以包括合金或聚合物或本领域中已知的其他材料，以提供期望的形状记忆行为特性。例如，金属性形状记忆合金(SMA)是金属合金，该金属合金在暴露于转变温度时从初始形状改变成第二形状、并且在重新冷却时改变回初始形状。表现出这种随温度而形状改变的SMA材料通常经过固态微观结构相变。这种特性使得由SMA制成的制品能够从一种物理形状改变成至少另一种物理形状并且返回到原始形状。形状的这些改变比简单的热膨胀和收缩更加剧烈。此外，采用SMA，在称作材料转变温度的相对小温度范围内产生形状的大部分或全部改变。金属性SMA材料的一个示例是钛镍合金，也称作镍钛诺(Nitinol)合金。其他金属性SMA材料可以包括与铌和/或钽进行合金化的钌。示例性形状记忆材料的转变温度取决于材料的特定成分，并且可以构造成在约25摄氏度和约1400摄氏度之间的温度下产生、且转变温度取决于材料的特定构成。
在(由这种金属性SMA或其他形状记忆材料)制造旨在在操作期间从一种形状改变成至少一种其他形状的制品时，提供第一形状的制品，所述第一形状用于在转变温度处或之上进行操作性使用。通过在转变温度处或之上对包括合金或其他材料的制品进行操作和退火来形成这种第一形状，在转变温度处产生固态微观结构相变。但是，在临界温度以下，这种合金或其他材料是可塑的(malleable)，以使得第一形状的制品可以变形成期望的第二形状，例如，以促进在基本室温下包容在组件中。在此之后，例如在制品的服务操作中，当处于第二形状的制品在其临界温度处或之上受到加热时，该制品经过微观结构相变，导致该制品返回到第一形状。
如上所述，间隙控制构件130包括形状记忆材料，并且在其位于流路中的轴向位置上暴露于工作流体。因此，尽管间隙控制构件130可以与护罩分段120交换一定热量，但是在稳态条件下，间隙控制构件130在其轴向位置上的温度将接近工作流体的温度。因此，通过形成用于制造间隙控制构件130的材料，间隙控制构件130的形状可以按计划根据流路温度而改变，而不需要工作流体的寄生析出(parasiticextraction)。
相反，径向调节构件124通常不在其轴向位置处直接暴露于工作流体，而径向调节构件124也可以包括形状记忆材料。反而，径向调节构件124可以暴露于流体源的混合物，使得流体的温度主动受控，并从而使得径向调节构件124的形状受到控制。此外，尽管径向调节构件124的形状可以如此受控，这样做需要工作流体的寄生析出，这会减少性能获益，否则将通过主动间隙控制方案来实现该性能获益。
如上所述，间隙150的尺寸取决于很多因素，包括初始建立间隙、静态组件160和转子组件170的热膨胀和/或收缩、由转子组件170的旋转速度所引起的离心应力、外部载荷、气动载荷和其他效果。这些因素会引起间隙150的尺寸沿着发动机100的整个操作外表改变。此外，与前缘114相邻的间隙150的尺寸会不等于与后缘116相邻的间隙150的尺寸。此外，由于静态组件160的形状可以不是圆形、并因此由内受控表面132的组合所限定的周向表面也可以不是圆形，所以间隙150的尺寸可以随着护罩分段不同而改变。
为补偿间隙150的尺寸的这些变化，间隙控制构件130的第一形状和第二形状、以及形状记忆材料的转变温度可以构造成有助于用于减小间隙150的尺寸的系统。示例性系统的其他元件可以选择性地包括一个或多个主动间隙控制机构，例如径向调节构件124。还可以包括其他被动元件，例如垫片126。实际上，发动机可以组装成具有相对打开的间隙，然后在操作条件的整个范围内进行操作，并同时对操作间隙进行检测。然后，根据观察的数据，可以实施一个或多个间隙调节机构以实现期望的间隙水平。
在示例性实施例中，间隙控制构件130的内受控表面132可以表现为平坦形状。在其他实施例中，间隙控制构件130的内受控表面132可以表现为非平坦形状。在示例性实施例中，间隙控制构件130可以构造成在低于100摄氏度的温度下保持第一形状。在其他示例性实施例中，间隙控制构件130可以构造成在低于200摄氏度的温度下保持第一形状。在另一示例性实施例中，间隙控制构件130可以构造成在低于300摄氏度的温度下保持第一形状。在约400摄氏度、500摄氏度、600摄氏度、700摄氏度、800摄氏度、或有利于改变间隙控制构件130形状的任意其他操作温度下，间隙控制构件130的其他实施例可以形成而改变形状。
如图2所示，静态组件260可以包括设置在间隙控制构件230和叶片210之间的可磨层240。由于系统和方法实现为减小间隙250的尺寸，在尖端212和从尖端212径向向外定位的任意相邻结构之间出现不经意摩擦的风险升高。可磨层240可以包括施加到间隙控制构件230的径向向内表面的涂层，并且可以包括在与尖端212接触的情况下变形或受摩擦而不损坏尖端212或叶片210的材料。结合可磨层240将允许有更接近的间隙，并补偿考虑热膨胀以及由于冲击载荷事件引起的同心度改变的需要。
可磨层240可以通过热喷涂、烧结、铸造或本领域中已知的任意其他适合方式来施加。热喷涂包括熔融或加热材料的喷涂施加。烧结包括施加粉末金属、然后加热复合制品。如图3所示，间隙控制构件330还可以应用到叶片310的尖端312。
图4示出位于静态组件420和转子组件410之间的燃气涡轮发动机的区域的放大示图。间隙控制构件430连接到静态组件420的内护罩表面422，可磨层440连接到与尖端412相邻的间隙控制构件430。如图4所示，响应于间隙控制构件430的相对薄的第一形状，间隙450相对打开。在工作流体的操作温度低于间隙控制构件430的转变温度时，产生间隙控制构件430的第一形状。
并列地，图5示出与图4相同区域的放大示图，其中，响应于间隙控制构件530的相对厚的第二形状，间隙550相对闭合。在工作流体的操作温度高于间隙控制构件530的转变温度时，产生间隙控制构件530的第二形状。
图6示出燃气涡轮发动机的一部分的放大示图，其中，示例性护罩分段620包括间隙控制构件630，间隙控制构件630构造成补偿组装的静态组件660中的偏心度或其他不圆度。如图6所示，通过结合间隙控制构件630将相对薄且恒定的间隙650设置在叶片610和内护罩表面622之间。应当注意，与间隙控制构件634相比，间隙控制构件632相对薄。
图7示出用于减小涡轮发动机的静止护罩表面和相邻旋转组件之间的操作间隙的示例性方法的流程图。如图7所示，组装(步骤710)包括静态组件和转子组件的发动机。发动机在操作条件的整个范围内进行操作(步骤720)，在这些操作条件下测量(步骤730)间隙。根据这些测量结果，考虑可获得的间隙控制方法而设计(步骤740)间隙控制策略。然后，形状记忆材料经形成和构造(步骤750)，以构造出能够在限定的发动机操作温度下实现期望形状改变的定制间隙控制构件。然后实施(步骤760)该策略，该策略可以包括调节控制方案以保持期望的间隙水平，而不需要重新组装发动机或以其他方式给发动机的静态组件重新加垫片或调节发动机的静态组件。一旦采用间隙控制策略来重新组装(步骤770)发动机，可以再次评估(步骤780)间隙以确定实施的策略的有效性。最后，步骤740至本步骤可以进行重复(步骤790)，直到实现期望的间隙轮廓(profile)。
因此，本发明提供用于减小间隙并从而改进燃气涡轮机性能和效率的改进系统和方法。根据本发明，形状记忆材料经预先处理以只在达到预定温度级别(例如稳态操作温度)时变形。由于包括形状记忆材料的间隙控制构件定位在工作流体中或在其附近，不存在需要驱动间隙控制构件的外部驱动介质。本发明提供用于解决在转子组件操作时在静态组件中的偏心度或其他不圆度的简单方法，并且可以应用于压缩机和涡轮机分段。此外，本发明可以应用于解决静态组件和转子组件的尺寸的瞬态差别、并且解决制造中的变化。
尽管仅结合有限数量的实施例详细描述本发明，但是应容易理解，本发明不限于这些公开的实施例。相反，本发明可以经修改以结合至此未描述但符合本发明的精神和范围的任意数量的变化、改变、替换或等效布置。此外，尽管已经描述本发明的各种实施例，但是应当理解本发明的各个方面可以仅包括某些描述的实施例。相应地，本发明不应认为受到上文描述的限制，而是只受到所附权利要求书的范围的限制。

Claims (10)

1.一种用于被动控制燃气涡轮发动机(100)中的间隙的系统，所述系统包括：
静态组件(160)，所述静态组件包括至少一个间隙控制构件(130)，
所述静态组件(160)布置成周向围绕发动机转子组件(170)，并且在所述转子组件(170)的尖端(112)与所述静态组件(160)的内表面(132)之间限定间隙(150)，
所述至少一个间隙控制构件(130)限定与所述尖端(112)相邻的所述内表面(132)并且包括形状记忆材料，所述形状记忆材料经选择和预先处理以响应于所述发动机(100)的工作流体的温度而以预先选择的方式变形，并且
所述至少一个间隙控制构件(130)暴露于所述工作流体。
2.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述至少一个间隙控制构件(130)包括可磨涂层。
3.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述形状记忆材料包括合金。
4.一种用于被动控制燃气涡轮发动机(100)中的间隙的系统，所述系统包括：
转子组件(170)，所述转子组件包括多个翼型叶片(210)，每个翼型叶片(210)具有尖端；
所述转子组件(170)由静态组件(160)围绕，所述静态组件(160)包括围绕所述转子组件(170)在周向上布置的多个护罩分段(120)；
每个护罩分段(120)具有与所述尖端(212)相邻的内表面(132)；
每个翼型叶片(210)在所述尖端(212)处包括间隙控制构件(230)；
所述护罩分段(170)的所述内表面(132)和所述翼型叶片(210)的所述尖端(212)在所述尖端(212)和所述内表面(132)之间限定径向间隙(250)；
所述间隙控制构件(230)包括形状记忆材料，所述形状记忆材料经选择和预先处理以响应于发动机工作流体的温度而以预先选择的方式变形。
5.根据权利要求4所述的系统，其特征在于，所述翼型叶片(210)是轴流压缩机叶片。
6.根据权利要求4所述的系统，其特征在于，所述翼型叶片(210)是轴流涡轮机叶片。
7.根据权利要求4所述的系统，其特征在于，所述翼型叶片(210)是离心压缩机叶片。
8.一种用于被动控制燃气涡轮发动机(100)中的间隙的方法，其包括：
组装(710)所述涡轮发动机(100)，以在所述涡轮发动机(100)的静止护罩表面(260)和所述涡轮发动机(100)的相邻转子组件(170)之间限定初始组的构造间隙(250)；
在发动机操作条件的整个范围内操作(720)组装的涡轮发动机(100)；
在一个或多个所述发动机操作条件下观察(730)操作间隙(250)；
形成和构造(750)间隙控制构件(230)，所述间隙控制构件(230)包括经选择和预先处理以响应于发动机工作流体的温度而以预先选择的方式变形的形状记忆材料；和
利用所述间隙控制构件(230)重新组装(770)所述涡轮发动机(100)，以在所述静止护罩表面(260)和所述相邻转子组件(170)之间限定改进组的构造间隙。
9.根据权利要求8所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：随后在发动机操作条件的整个范围内操作(790)组装的涡轮发动机，并且在一个或多个发动机操作条件下观察改进的操作间隙。
10.根据权利要求9所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：形成和构造(790)附加间隙控制构件，所述附加间隙控制构件包括经选择和预先处理以响应于所述发动机工作流体的温度而以预先选择的方式变形的形状记忆材料。
CN2012102721960A 2011-08-01 2012-08-01 用于被动控制燃气涡轮发动机中的间隙的系统和方法 Pending CN102913290A (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US13/195,273 US20130034423A1 (en) 2011-08-01 2011-08-01 System and method for passively controlling clearance in a gas turbine engine
US13/195273 2011-08-01

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN102913290A true CN102913290A (zh) 2013-02-06

Family

ID=46679131

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN2012102721960A Pending CN102913290A (zh) 2011-08-01 2012-08-01 用于被动控制燃气涡轮发动机中的间隙的系统和方法

Country Status (3)

Country Link
US (1) US20130034423A1 (zh)
EP (1) EP2554797A2 (zh)
CN (1) CN102913290A (zh)

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN106089324A (zh) * 2016-06-07 2016-11-09 中国南方航空工业(集团)有限公司 静子机匣密封结构
CN109519224A (zh) * 2017-09-20 2019-03-26 通用电气公司 包括涡轮转子组件的燃气涡轮发动机
CN109519228A (zh) * 2017-09-20 2019-03-26 通用电气公司 用于反向旋转涡轮组件的密封组件及其操作方法
CN110462168A (zh) * 2017-02-07 2019-11-15 通用电气公司 零件和用于使用混合增材制造技术生产零件的方法
CN112343716A (zh) * 2019-08-08 2021-02-09 通用电气公司 用于燃气涡轮发动机的形状记忆合金隔离器

Families Citing this family (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2015009454A1 (en) * 2013-07-15 2015-01-22 United Technologies Corporation Turbine clearance control utilizing low alpha material
GB2531521B (en) * 2014-10-20 2019-03-27 Rolls Royce Plc A fluid conduit for a gas turbine engine
US10794213B2 (en) * 2016-06-21 2020-10-06 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Blade tip clearance control for an axial compressor with radially outer annulus
DE102019201658A1 (de) * 2019-02-08 2020-08-13 MTU Aero Engines AG Verfahren zum erneuern eines einlaufbelags eines mantelstromtriebwerks
GB2596139A (en) * 2020-06-19 2021-12-22 Rolls Royce Plc Fan blade tip operating clearance optimisation
US11808157B1 (en) 2022-07-13 2023-11-07 General Electric Company Variable flowpath casings for blade tip clearance control

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3146992A (en) * 1962-12-10 1964-09-01 Gen Electric Turbine shroud support structure
JPS5915605A (ja) * 1982-07-15 1984-01-26 Toshiba Corp ガスタ−ビン
US20060165518A1 (en) * 2005-01-26 2006-07-27 Albers Robert J Turbine engine stator including shape memory alloy and clearance control method
US20070243061A1 (en) * 2006-04-18 2007-10-18 Taylor Mark D Seal between rotor blade platforms and stator vane platforms, a rotor blade and a stator vane
CN101163862A (zh) * 2005-04-21 2008-04-16 西门子公司 具有盖板及设置在该盖板上的保护层的涡轮叶片
US20110129330A1 (en) * 2009-11-30 2011-06-02 Kevin Farrell Passive flow control through turbine engine

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2970808A (en) * 1957-10-30 1961-02-07 Westinghouse Electric Corp Bimetallic shroud structure for rotor blades
JPS58206807A (ja) * 1982-05-28 1983-12-02 Hitachi Ltd 軸流タ−ビンの動翼先端すき間制御装置
US6036437A (en) * 1998-04-03 2000-03-14 General Electric Co. Bucket cover geometry for brush seal applications
FR2831637B1 (fr) * 2001-10-25 2004-01-30 Snecma Moteurs Joint d'etancheite a deux levres concentriques
US8052380B2 (en) * 2008-10-29 2011-11-08 General Electric Company Thermally-activated clearance reduction for a steam turbine

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3146992A (en) * 1962-12-10 1964-09-01 Gen Electric Turbine shroud support structure
JPS5915605A (ja) * 1982-07-15 1984-01-26 Toshiba Corp ガスタ−ビン
US20060165518A1 (en) * 2005-01-26 2006-07-27 Albers Robert J Turbine engine stator including shape memory alloy and clearance control method
CN101163862A (zh) * 2005-04-21 2008-04-16 西门子公司 具有盖板及设置在该盖板上的保护层的涡轮叶片
US20070243061A1 (en) * 2006-04-18 2007-10-18 Taylor Mark D Seal between rotor blade platforms and stator vane platforms, a rotor blade and a stator vane
US20110129330A1 (en) * 2009-11-30 2011-06-02 Kevin Farrell Passive flow control through turbine engine

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN106089324A (zh) * 2016-06-07 2016-11-09 中国南方航空工业(集团)有限公司 静子机匣密封结构
CN110462168A (zh) * 2017-02-07 2019-11-15 通用电气公司 零件和用于使用混合增材制造技术生产零件的方法
CN109519224A (zh) * 2017-09-20 2019-03-26 通用电气公司 包括涡轮转子组件的燃气涡轮发动机
CN109519228A (zh) * 2017-09-20 2019-03-26 通用电气公司 用于反向旋转涡轮组件的密封组件及其操作方法
CN112343716A (zh) * 2019-08-08 2021-02-09 通用电气公司 用于燃气涡轮发动机的形状记忆合金隔离器

Also Published As

Publication number Publication date
US20130034423A1 (en) 2013-02-07
EP2554797A2 (en) 2013-02-06

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN102913290A (zh) 用于被动控制燃气涡轮发动机中的间隙的系统和方法
US20130101391A1 (en) Self-Adjusting Device for Controlling the Clearance Between Rotating and Stationary Components of a Thermally Loaded Turbo Machine
JP4805682B2 (ja) 形状記憶合金を含むタービンエンジンステータ及び間隙制御方法
CN109838310B (zh) 包括缓解转子弯曲的热梯度衰减结构的燃气涡轮发动机
JP5738215B2 (ja) 熱機械に用いられるシール装置
EP2570607B1 (en) Gas turbine engine with ceramic matrix composite static structure and rotor module, and corresponding method of tip clearance control
EP2546471B1 (en) Tip clearance control for turbine blades
CN109931166B (zh) 用于减缓燃气涡轮发动机的弯曲转子操作的方法和系统
US20020009361A1 (en) Shaft bearing for a turbomachine, turbomachine, and method of operating a turbomachine
CN102797513B (zh) 涡轮机
KR101757954B1 (ko) 터빈 엔진용 접합부를 갖는 유연한 후방 베어링 마운팅
EP2236747A2 (en) Systems, methods, and apparatus for passive purge flow control in a turbine
EP3569825B1 (en) Electric heating for turbomachinery clearance control
JP5702740B2 (ja) 流体通路および通路閉塞部材を有するロータ要素、ならびにロータ要素を含むタービンエンジン
US10329940B2 (en) Method and system for passive clearance control in a gas turbine engine
EP3052762A2 (en) Feature to provide cooling flow to disk
US10822964B2 (en) Blade outer air seal with non-linear response
EP2378088A2 (en) Turbine with a double casing
US11047258B2 (en) Turbine assembly with ceramic matrix composite vane components and cooling features
JP6504849B2 (ja) ターボ機械内のクリアランスを能動的に制御するためのスラスト軸受作動のためのシステム及び方法
EP3712387B1 (en) Clearance control system and method for a gas turbine compressor
JP5646773B2 (ja) ロータブレードのための保護層を製造するための方法
JP2013064368A (ja) ガスタービン
EP3396114A1 (en) Turbomachinery and corresponding method of operating

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
C02 Deemed withdrawal of patent application after publication (patent law 2001)
WD01 Invention patent application deemed withdrawn after publication

Application publication date: 20130206