CN1320256C - 用于密封间隙的密封元件以及具有该密封元件的燃气轮机 - Google Patents

用于密封间隙的密封元件以及具有该密封元件的燃气轮机 Download PDF

Info

Publication number
CN1320256C
CN1320256C CNB021054363A CN02105436A CN1320256C CN 1320256 C CN1320256 C CN 1320256C CN B021054363 A CNB021054363 A CN B021054363A CN 02105436 A CN02105436 A CN 02105436A CN 1320256 C CN1320256 C CN 1320256C
Authority
CN
China
Prior art keywords
seal element
parts
sealing
gap
layer
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.)
Expired - Fee Related
Application number
CNB021054363A
Other languages
English (en)
Other versions
CN1379166A (zh
Inventor
汉斯-托马斯·博尔姆斯
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.)
Siemens AG
Original Assignee
Siemens 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 Siemens AG filed Critical Siemens AG
Publication of CN1379166A publication Critical patent/CN1379166A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN1320256C publication Critical patent/CN1320256C/zh
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Fee Related legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
    • F16J—PISTONS; CYLINDERS; SEALINGS
    • F16J15/00—Sealings
    • F16J15/02—Sealings between relatively-stationary surfaces
    • F16J15/06—Sealings between relatively-stationary surfaces with solid packing compressed between sealing surfaces
    • F16J15/10—Sealings between relatively-stationary surfaces with solid packing compressed between sealing surfaces with non-metallic packing
    • F16J15/12—Sealings between relatively-stationary surfaces with solid packing compressed between sealing surfaces with non-metallic packing with metal reinforcement or covering
    • F16J15/121—Sealings between relatively-stationary surfaces with solid packing compressed between sealing surfaces with non-metallic packing with metal reinforcement or covering with metal reinforcement
    • 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
    • F01D11/005—Sealing means between non relatively rotating elements

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Gasket Seals (AREA)
  • Sealing Material Composition (AREA)
  • Sealing Using Fluids, Sealing Without Contact, And Removal Of Oil (AREA)

Abstract

本发明公开了一种用于密封涡轮机(22)内间隔开的第一和第二部件(2、3)之间的气路漏泄间隙(5)的密封元件(1)，其中第一和第二部件(2、3)具有位于漏泄间隙(5)之外的相对的内表面和外表面(9、10)。该密封元件(1)包括一个总体不透气的密封件(4)以及一个包含陶瓷纤维的层(6)。层(6)至少部分覆盖所述密封元件(1)并形成一用来在间隙(5)外侧与涡轮机(22)的第一和第二部件(2、3)的外表面接触的密封面(21)。本发明还公开了一种燃气轮机(22)，其包括多个在轴向和圆周方向上设置的部件(2、3)，所述部件包括导向叶片(16)的导向叶片板(12)和壁部件(13)，它们在圆周方向上或轴向上被一由密封元件(1)密封隔离的漏泄间隙(5)间隔开。

Description

用于密封间隙的密封元件以及具有该密封元件的燃气轮机
                       技术领域
本发明涉及一种密封元件，其用于密封在涡轮机、特别是燃气轮机内间隔开的第一和第二部件之间形成的间隙。本发明还涉及一种具有密封元件的燃气轮机。
                       背景技术
在工业设备中，特别是其中使用不同流体的热机机械和化学设备中，可能需要在设备内保持这些流体彼此分开。例如，在热力燃烧发电设备内，热的燃烧气体的流动区域必须与温度较低的冷却气体的流动区域密封地隔开。在具有例如高于1000摄氏度的高的涡轮机入口温度的燃气轮机机组中，该燃气轮机机组的各个部件发生热膨胀，所以为了避免很高的热应力和裂缝的形成，有时利用间隙将相邻的部件彼此间隔开。这种间隙可能构成高温气体流动区域和冷气体流动区域之间的接合处。将该间隙密封起来以减少冷气体流入高温气体流动区域，从而不因此而降低高温气体流动区域的温度是很有利的。
美国专利第3,341,172号和美国专利第2,991,045号均描述了一种具有一外部缸体和一由两部分组成的内部缸体的燃气轮机，它们具体说明了一种用于密封该两个内部缸体之间的间隙的密封元件，该元件具有呈细长的C的形状的横截面。在内部壳体与外部壳体之间形成了一环形间隙，冷却流体通过该间隙引导。驱动燃气轮机的高温气体在内部缸体内流动。
美国专利第4,537,024号描述了一种燃气轮机机组，在该机组中，喷嘴结构的各部件利用轴向和径向密封件进行密封。该密封件是为了阻止流过该喷嘴结构的高温气体渗入高温气体管道外的涡轮区。密封件的横截面大致具有压扁的8字形形状。
美国专利第5,975,844号描述了具有两个受热可相互移动的部件的总成内的一个密封元件，其每个部件具有彼此相对的部件槽。该密封元件沿着主线(main line)设置，以便密封两部件之间的间隙。在基本垂直于主线的横截面内、沿着一中线，该密封元件包括一第一端部、一与第一端部相对的第二端部以及一中间区，籍此该中间区域被设置于所述两端部之间，并且该密封件具有锯齿状第一表面。
美国专利第5,657,998号涉及一种气路泄漏密封，用以总体上密封燃气轮机的间隔开的第一和第二元件，特别是燃气轮机燃烧室壳体的第一和第二段之间的气路漏泄间隙。该密封包括一个普遍无孔的箔层组件(foil-layerassemblage)，该组件基本上由从由金属、陶瓷和聚合物组成的组中选择的材料组成。该箔层是不透气的并且被布置在气体部件漏泄间隙内。该箔层组件具有一纵向的第一箔层。该气体漏泄密封进一步包括一织物层组件(cloth-layer assemblage)，该织物层组件广泛地覆盖并接触整个第一箔组件的外表面，并基本上由从由金属、陶瓷和聚合物组成的组中选出的材料组成。优选地，织物层组件有两层，每层具有约10-25微米的厚度。这些织物层每层都是编织织物层，并且每层都包括一个高温镍基超级合金，如X-750镍铬铁耐热合金。该密封组件或者被安装在燃气轮机相邻部件的槽中，或者被引入燃烧室的U形凸缘内，或者被用于双层密封装置或多层密封装置。在两种情况下，该密封完全置于漏泄间隙内，并通过与该间隙内的表面接触、被插入槽中或者与另一密封组件接触来提供密封作用。与传统的金属刚性密封相比，根据美国专利第5,657,998号，这种具有两个箔组件的密封将气路漏泄由2.4％降低至总的1.0％。
                       发明内容
本发明的一个目的是提供一种气路漏泄密封元件，特别是为如燃气轮机这样的涡轮机提供气路漏泄密封元件。本发明的又一目的是提供一种具有密封元件的燃气轮机。
考虑到前述和其它目的，根据本发明，提供一种用于密封特别是涡轮机内间隔开的第一和第二部件之间的气路漏泄间隙的密封元件。该第一和第二部件具有位于泄漏间隙外的相对的内、外表面。该密封元件包括一个总的不透气的密封件和一个包含陶瓷纤维的层，该层至少部分地覆盖该密封元件，并形成用于与该间隙外侧接触从而与一组第一和第二部件的外表面接触的密封面。
利用陶瓷纤维层，该陶瓷纤维层构成一柔韧的和可变形的密封部分，可以确保良好的密封性能。该陶瓷纤维可以在高达约1200℃或更高的温度下使用。因此，该密封元件可用于密封暴露于高温气体中的涡轮机、炉子、燃烧器等等部件。该密封件提高了该密封元件的刚性，该刚性确保了该密封元件不会断裂成几部分并经该间隙坠落。此外，将该密封元件布置在间隙之外在这些部件的外表面上具有如下好处：即这些部件本身不必加工有槽、凹陷等等，并且不必为了导热的目的而在该间隙区域内加厚。
根据另一特征，该层包括一陶瓷纤维布(ceramic fibre fabric)、一陶瓷纤维带、一陶瓷纤维套管或一陶瓷纤维毡。优选地，该层本身独立于密封件制得。其被布置得与密封件相接触，以在其本身被制成以后，至少覆盖密封件的一部分。因此，优选地，它与密封件是松散地接触，并可从该密封件上卸下。在后一种情况下，在涡轮机维修过程中，它可以很容易地更换成一个新层。在该层被设置成套管的实施例中，该密封件被放入该套管内，从而该密封件的所有面都被该陶瓷纤维层覆盖。也可以将陶瓷纤维层设置成紧紧地包围该密封件。
根据另一特征，该密封件基本上由金属组成。适合的金属是那些耐高温的金属，例如象铬钢这样的耐热钢或以镍或钴为基体的高温合金。该密封件优选地是平的，特别是形成为金属薄板。它可以含有一个或多个平板元件。该金属一方面给该密封件提供了足够的机械刚度，另一方面给该密封件提供了足够的弹性，从而使该密封件在承受例如压强或力的机械载荷时，不会断裂成几部分。
根据又一特征，所述层包括基本上由象氧化锆(ZrO2)、二氧化硅(SiO2)或氧化铝(Al2O3)这样的材料组成的陶瓷纤维。应当理解的是，这些陶瓷材料可以组合，并且还可利用如氧化钇(Y2O3)的其它材料来稳定。例如陶瓷纤维基本上可以由(以重量百分比计)具有莫来石型结晶相和非晶相或仅仅是非晶相的62.5％Al2O3、24.5％SiO2、13％B2O3组成；或由具有γ-Al2O3、莫来石和无定形SiO2形式的70％Al2O3、28％SiO2、2％B2O3组成；或由具有γ-Al2O3和无定形SiO2的73％Al2O3、27％SiO2组成；或由具有α-Al2O3和氧化钇稳定的氧化锆的89％Al2O3、10％ZrO2、1％Y2O3组成；或由具有α-Al2O3和莫来石的85％Al2O3和15％的SiO2组成；或由如α-Al2O3的＞99％的Al2O3组成。这样的陶瓷纤维材料例如可以使用位于美国明尼苏达州圣保罗市的3M(Minnesota Mining and Manufacturing Company)公司的商标为“Nextel”的产品。陶瓷纤维的加工以及含有陶瓷纤维的层的制造是本领域普通技术人员所熟知的。因此，含有具有特定特性、特别是达到约1200℃以上至约1372℃的耐热性、柔韧性和其它机械性能的陶瓷纤维的合适的层可以由本领域技术人员来选取，以便提供一个围绕或仅仅覆盖该密封件的层。如气孔率和不透气性的其它特征可以设置在预定的范围内。
根据一个附加的特征，该密封元件包括一个用于插入该间隙的间隙插入部分，该间隙插入部分与该层相连。该插入部分可用作将该密封元件相对于该间隙定位的定位机构。它还用来提供附加的密封作用。优选地，其在间隙的宽度上延伸。更为优选地，其具有可以在该间隙的方向上变形的横截面形状，和/或具有可以变形的内部结构。该插入部分可以具有一环形、圆形或底部胀大了的形状。它可以由与该层相同的材料制成或者甚至可以是该层的一部分。
根据一附加的特征，该密封元件包括一个紧固元件。该紧固元件可以永久地连接到该密封元件上，特别是连接到该密封件上，或者其可拆卸地与该密封元件相连，并且仅当被放入涡轮机中时才与该密封元件相连。该紧固元件可以是任何将该密封元件固定到所述部件的外表面上的合适的机构。优选地，该密封元件松散地与所述外表面相连。因此该紧固元件优选包括一弹簧元件，特别是弹簧片。这种弹簧元件对该密封元件施加附加的压力，并使该密封面与该外表面紧密地接触，并进一步确保了在涡轮机运行期间，该密封元件相对于该部件的外表面处于固定的位置。
根据又一特征，该密封元件被设置于燃气轮机中。该燃气轮机包括多个布置在轴向和圆周方向上的第一和第二部件，其中至少第一和第二所述部件在圆周方向或在轴向上被一漏泄间隙间隔开。另外，在被部件彼此隔开的燃气轮机区域中，主要存在着包括一高温气体区和一冷却气体区的区域。所述部件的内表面暴露于高温气体区中，而其外表面暴露于冷却气体区中。该密封元件的密封面布置于相邻的第一和第二部件的外表面上，从而密封该漏泄间隙。该密封元件可被用来密封在轴向上位于第一和第二部件之间的间隙，或者可被用来密封在圆周方向上位于第一和第二部件之间的间隙。由于与在高温气体区内流动的高温气体的较低压力相比，冷却气体的压力较高，该密封元件被压在该外表面上。为了加大作用于密封元件上的压力并从而提高密封效率，一紧固元件在该密封元件上施加了附加的机械力。由于该密封元件形成了一个与该燃气轮机的该部件的外表面相接触的密封面，并且密封件与外表面存在少量交叠，所以确保了对该间隙区域内的该部件的冷却。因此该间隙处的部件可具有与远离该间隙的区域内的部件相同的厚度。并且在该部件内不需要用来容纳和固定该密封元件的槽或凹陷等等。
根据本发明的另一目的，本发明提供了一种燃气轮机，其包括多个布置在轴向和圆周方向上的部件。该部件包括离开导向叶片的导向叶片板。这些导向叶片板也被叫作围带(shroud)。其它部件是壁部件，其也被称作密封环部件。至少第一和第二部件在圆周方向或在轴向上被一漏泄间隙间隔开。每个所述部件具有位于该漏泄间隙外的相对的内表面和外表面。燃气轮机进一步包括被所述部件彼此隔开的几个区域，其中这些区域包括一高温气体区和一冷却气体区，其中内表面暴露于高温气体区，而外表面暴露于冷却气体区并与所述高温气体区封闭隔开。一个具有一个总的不透气的密封件和一含有陶瓷纤维的层的密封元件用于密封该漏泄间隙。该层至少部分地覆盖该密封元件并形成一密封面，籍此该密封面与第一和第二部件的外表面相接触，从而密封该漏泄间隙。通过高压冷却气体与低压高温气体之间的压差，该密封元件被压在该外表面上。该密封元件还可被一附加的紧固元件固定到该外表面上。
根据又一特征，该紧固元件设置于该燃气轮机的一壁结构和该部件的外表面之间，该壁结构也被称作缸体。该紧固元件优选地将该密封元件压在该外表面上。
根据又一附加特征，一燃气轮机包括一位于该壁结构和该外表面之间的冷却气体区内的冲击板(impingement plate)。该紧固元件在一侧上与所述冲击板相连，在另一侧与所述密封元件相连。所述紧固元件可包括一弹簧元件。因而是弹簧型的。该弹簧元件可以包括一个弹簧片。
尽管如所述那样本发明在此处被描述和说明为一种用于密封一间隙的密封元件和一种燃气轮机，但是，由于在不背离本发明的精神以及在权利要求的等效方案的范围内的情况下，可以对其作出各种改进和结构变化，因此本发明并不局限于所示的详细说明。
然而，通过结合附图阅读下面关于具体实施例的描述，可以理解本发明的结构和操作方法，以及本发明的附加目的和优点。
                       附图说明
图1是一燃气轮机的局部的、概括性的纵断面视图；以及
图2是图1的部分II的进一步放大了的局部视图，显示了燃气轮机内的密封元件。
附图中，附图标记如下：
1  密封元件                2  第一部件
3  第二部件                4  密封件
5  漏泄间隙                6  陶瓷纤维层
7  间隙插入部分            8  冷却气体区
9  内表面                  10 外表面
11 高温气体区              12 导向叶片板，围带
13 壁部件，导向环部件      14 涡轮机主轴线
15 转动叶片                16 导向叶片
17 壁结构，缸体            18 导向叶片轴线
19 转动叶片主轴线          20 紧固元件
21 密封面                  22 涡轮机，燃气轮机
23 冲击板                  24 孔
25 冷却液体，冷却气体      26 部件2、3的倒圆边缘
D  间隙5的宽度
                      具体实施方式
现在参照所附的详细的附图，并首先参照其中的附图1，可以看出沿着主轴线14设置的一燃气轮机(下面也称作气轮机)22。该燃气轮机22具有导向叶片16和转动叶片15，它们在壁结构(下面也称作缸体)17内沿轴线方向交替设置。导向叶片或导叶16沿着与主轴线14垂直的轴线18的方向定向，并且沿气轮机22的圆周布置以形成一个圆。导向叶片16每个均通过导向叶片板12连接至气轮机22的缸体17。导向叶片板12也被称作涡轮叶片上的围带或密封带(sealing strip)。其目的是为叶片提供刚性、减轻振动并且在一定程度上提供级间密封。
相邻导向叶片16通过使用各自的漏泄间隙5(见图2)沿圆周彼此间隔开，从而它们基本上可自由地热膨胀。该导向叶片板12将形成于燃气轮机22主轴线14周围的高温气体区11与形成于导向叶片板12与涡轮缸体17之间的冷却气体区8隔开。转动叶片15沿各自的主轴线19延伸，主轴线19同样也基本上垂直于燃气轮机22主轴线14。转动叶片15完全位于高温气体区内。沿燃气轮机22的圆周方向，利用多个壁部件13，其也被称作密封环部件，将该高温气体区11与冷却气体区8隔开。在这种情况下，壁部件13每个都与转动叶片15相邻。壁部件13被连接到涡轮缸体17上。为了清楚起见，在各个例子中，仅显示出一个导向叶片16、一个转动叶片15和一个壁部件13。通过使用间隙5，各个壁部件13在轴向上与各导向叶片16隔开，具体地与导向叶片板12隔开。
该间隙5用密封元件1密封起来，因此基本上防止了冷却气体流出冷却气体区8进入高温气体区11，并防止了高温气体通过间隙5流入冷却气体区8。在这种情况下，导向叶片板12构成第一部件2，而壁部分13构成第二部件3。第一和第二部件2、3每个都具有相应的朝着冷却气体区8的外表面10以及朝着高温气体区11的内表面9。将密封元件1放置来与相邻的第一和第二部件2、3的外表面10紧密接触地布置。部件2、3受热后可以相对于彼此进行移动。因此，在轴线方向上，在相邻导向叶片板12(围带)和壁部件13之间冷却气体区8与高温气体区11的封闭隔开发生，在所有情况下，在圆周方向上，两相邻的导向叶片板12之间的密封隔开、相应地两相邻壁部件13之间的密封隔开发生。
图2是图1中所指示的区域的放大了的横截面图，该区域具有一位于一冲击板23与第一和第二部件2、3之间的密封元件1。该密封元件1用于封闭在第一部件2和第二部件3之间在燃气轮机22轴线方向上具有宽度D的间隙5，其中第一部件2是导向叶片板12，第二部件3是燃气轮机22的壁部件13。密封元件1包括一密封件4，该密封件总的来说是不透气的。该密封件4是一平的元件，具体地是由薄板金属制成的金属条。该金属条的宽度大于间隙5的宽度D。该密封件5给密封元件1提供了良好的机械强度和弹性，从而该密封元件1可承受高压负荷，并避免了密封元件断成几部分并经间隙坠落的危险。所选的金属优选地是耐热钢或高温NiCr合金。该密封件4的所有侧部都用含有陶瓷纤维的层6覆盖。陶瓷纤维层6由陶瓷纤维套管制成，密封件4被放入该套管中。陶瓷纤维层6形成了一个柔韧的、可变形的密封面21。密封件4以其密封面21放置，与相邻的第一和第二部件2、3的外表面10紧密接触，从而该陶瓷纤维被压在外表面10上以封闭间隙5。该纤维优选地由二氧化硅SiO2和氧化铝Al2O3的混合物组成，例如由γ-Al2O3和无定形SiO2的(以重量百分比计)73％Al2O3和27％SiO2组成。
密封元件1还包括一插入部分7，其与密封面21相连并伸入到间隙5中。该插入部分形成一种底部膨大的部分并具有环形横截面视图，从而延伸至间隙5的整个宽度D。它用与层6相同的材料做成，并且由于其形状以及由于柔韧的和弹性的纤维结构，它是可变形的。因此，由于热膨胀或收缩而引起的部件2、3的横向运动可以被该插入部分7补偿。它还用来封闭间隙5，并且相对于间隙5对密封元件1进行定位。
密封元件1被送入冷却气体区8的冷却气体压在外表面10上。冷却气体25的压力高于高温气体(未示出)的压力，高温气体流经高温气体区11内的涡轮22。因此存在一压力差，该压力差使密封元件1被压在外表面10上。
在冷却气体区8中设置了冲击板23，该冲击板具有孔24，特别是通孔，为了进行冷却，冷却气体25通过这些孔被送到部件2、3处。在冲击板23和密封元件1之间可预见一紧固元件20。该紧固元件20在一侧与冲击板23相连，另一侧与密封元件1相连。紧固元件20具有弹簧片形状，其拱形部分与密封元件1相接触。因此紧固元件20增加了施加到密封元件1上的压力，从而提高了密封效率，并对密封元件1的位置进行固定。
部件2、3具有从间隙5到外表面10的倒圆边缘，其便于插入部分7插入间隙5中，并减少了密封元件1的损坏进而降低其效率的可能性。密封元件1仅覆盖外表面10的一小部分，从而即使在边缘26处也保持了冷却流体25对部件2、3的有效冷却。在间隙5附近不需要特殊结构的部件2、3，例如为了导热的目的，部件2、3在间隙5附近增厚。

Claims (20)

1.一种密封元件(1)，用于密封涡轮机(22)内间隔开的第一和第二部件(2、3)之间的气路漏泄间隙(5)，该第一和第二部件(2、3)具有位于漏泄间隙(5)之外的相对的内和外表面(9、10)，所述密封元件(1)包括：
a)总体不透气的密封件(4)；以及
b)包含陶瓷纤维的层(6)，该层至少部分地覆盖所述密封元件(1)，并且形成一密封面(21)，以在所述间隙(5)外侧与所述涡轮机(22)的所述第一和第二部件(2、3)的所述外表面(10)相接触。
2.如权利要求1所述的密封元件(1)，其中所述层(6)包括一陶瓷纤维布、一陶瓷纤维带、一陶瓷纤维套管或一陶瓷纤维毡。
3.如前面任一权利要求所述的密封元件(1)，其中所述层(6)松散地连接到所述密封件(4)上。
4.如权利要求1或2所述的密封元件(1)，其中所述密封件(4)包括金属。
5.如权利要求4所述的密封元件(1)，其中所述金属是薄板金属。
6.如权利要求1或2所述的密封元件(1)，其中在所述层(6)内包括具有ZrO2、SiO2、Al2O3的陶瓷纤维。
7.如权利要求1或2所述的密封元件(1)，还包括一用于插入所述间隙(5)中的间隙插入部分(7)，该间隙插入部分与所述层(6)相连。
8.如权利要求7所述的密封元件(1)，其中所述间隙插入部分(7)包含陶瓷纤维。
9.如权利要求8所述的密封元件(1)，其中所述间隙插入部分(7)在所述间隙(5)的宽度(D)上延伸。
10.如权利要求8所述的密封元件(1)，其中在横截面内，所述间隙插入部分(7)具有一形状，以致于在间隙(5)的宽度(D)方向上可变形。
11.如权利要求10所述的密封元件(1)，其中在横截面内，所述间隙插入部分(7)具有环形形状。
12.如权利要求1或2所述的密封元件(1)，还包括一紧固元件(20)，该紧固元件用于将所述层(6)压在所述涡轮机(22)的所述部件(2、3)的所述外表面(10)上。
13.如权利要求12所述的密封元件(1)，其中所述紧固元件(20)包括一弹簧元件。
14.如权利要求13所述的密封元件(1)，其中所述弹簧元件是一弹簧片。
15.如权利要求1所述的密封元件(1)，密封元件(1)处在燃气轮机(22)中，所述燃气轮机(22)包括多个在轴向和/或圆周方向上布置的所述第一和第二部件(2、3)，至少一第一和一第二所述部件(2、3)在圆周方向上或在轴向上被所述漏泄间隙(5)间隔开；所述燃气轮机还包括被所述部件(2、3)彼此隔开的区域(11、8)，所述区域(11、8)包括一高温气体区(11)和一冷却气体区(8)，
其中，所述内表面(9)暴露于高温气体区(11)，而所述外表面(10)暴露于冷却气体区(8)，
所述密封面(21)与所述第一和第二部件(2、3)的所述外表面(10)相接触，从而密封所述漏泄间隙(5)。
16.一种燃气轮机(22)，包括：
多个布置在轴向和圆周方向上的部件(2、3)，所述部件包括导向叶片(16)的导向叶片板(12)和壁部件(13)，至少一第一和一第二所述部件(2、3)在圆周方向上或在轴向上被一漏泄间隙(5)间隔开，并且每个所述部件(2、3)具有位于该漏泄间隙(5)之外的相对的内表面和外表面(9、10)；
被所述部件(2、3)彼此隔开的区域(11、8)，所述区域(11、8)包括一高温气体区(11)和一冷却气体区(8)，其中所述内表面(9)暴露于高温气体区(11)，而所述外表面(10)暴露于冷却气体区(8)并与所述高温气体区(11)封闭隔开；
一密封元件(1)，具有不透气的密封件(4)和包含陶瓷纤维的层(6)；所述层(6)至少部分地覆盖所述密封元件(1)，并形成一密封面(21)，所述密封面(21)与所述第一和第二部件(2、3)的所述外表面(10)相接触，从而密封所述漏泄间隙(5)。
17.如权利要求16所述的燃气轮机(22)，包括一环绕所述第一和第二部件(2、3)的壁结构(17)，所述燃气轮机还包括一紧固元件(20)，该紧固元件设置于所述壁结构(17)和所述外表面(2、3)之间，以将所述密封元件(1)压在所述外表面(10)上。
18.如权利要求17所述的燃气轮机(22)，包括一位于所述壁结构(17)和所述外表面(10)之间冷却气体区(8)内的冲击板(23)，所述紧固元件(20)与所述冲击板(23)相连。
19.如权利要求16至18中任意一个所述的燃气轮机(22)，其中所述紧固元件(20)是弹簧型的。
20.如权利要求16至18中任意一个所述的燃气轮机(22)，其中所述紧固元件(20)包括一个弹簧片。
CNB021054363A 2001-04-04 2002-04-04 用于密封间隙的密封元件以及具有该密封元件的燃气轮机 Expired - Fee Related CN1320256C (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
GB0108398.9 2001-04-04
GBGB0108398.9A GB0108398D0 (en) 2001-04-04 2001-04-04 Seal element for sealing a gap and combustion turbine having a seal element

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN1379166A CN1379166A (zh) 2002-11-13
CN1320256C true CN1320256C (zh) 2007-06-06

Family

ID=9912208

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CNB021054363A Expired - Fee Related CN1320256C (zh) 2001-04-04 2002-04-04 用于密封间隙的密封元件以及具有该密封元件的燃气轮机

Country Status (8)

Country Link
US (1) US6682300B2 (zh)
EP (1) EP1247942B1 (zh)
JP (1) JP4191946B2 (zh)
CN (1) CN1320256C (zh)
AT (1) ATE331874T1 (zh)
DE (1) DE60212751T2 (zh)
ES (1) ES2266330T3 (zh)
GB (1) GB0108398D0 (zh)

Families Citing this family (38)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7291946B2 (en) * 2003-01-27 2007-11-06 United Technologies Corporation Damper for stator assembly
CN100395431C (zh) * 2003-08-11 2008-06-18 西门子公司 在透平部件的导向叶环和转子叶环之间具有密封件的燃气轮机
US7090459B2 (en) * 2004-03-31 2006-08-15 General Electric Company Hybrid seal and system and method incorporating the same
US20050242526A1 (en) * 2004-04-30 2005-11-03 Stefan Dahlke Hot gas seal
EP1734146B1 (en) 2005-06-16 2008-08-20 Sulzer Metco (US) Inc. Ceramic abradable material with alumina dopant
EP1767835A1 (de) * 2005-09-22 2007-03-28 Siemens Aktiengesellschaft Hochtemperaturfeste Dichtungsanordnung, insbesondere für Gasturbinen
US7631879B2 (en) * 2006-06-21 2009-12-15 General Electric Company “L” butt gap seal between segments in seal assemblies
FR2913718B1 (fr) * 2007-03-15 2009-06-05 Snecma Propulsion Solide Sa Ensemble d'anneau de turbine pour turbine a gaz
WO2008152790A1 (ja) 2007-06-12 2008-12-18 Panasonic Corporation マルチプロセッサ制御装置、マルチプロセッサ制御方法及びマルチプロセッサ制御回路
US7887929B2 (en) * 2007-08-28 2011-02-15 United Technologies Corporation Oriented fiber ceramic matrix composite abradable thermal barrier coating
US20090110546A1 (en) * 2007-10-29 2009-04-30 United Technologies Corp. Feather Seals and Gas Turbine Engine Systems Involving Such Seals
EP2265801B1 (en) * 2008-03-18 2017-12-13 GKN Aerospace Sweden AB A gas turbine housing component
LU91455B1 (en) * 2008-06-06 2009-12-07 Wurth Paul Sa Gap-filler insert for use with cooling plates for a metallurgical furnace
US8132442B2 (en) * 2008-09-22 2012-03-13 Siemens Energy, Inc. Compressible ceramic seal
US8157511B2 (en) * 2008-09-30 2012-04-17 Pratt & Whitney Canada Corp. Turbine shroud gas path duct interface
US8382436B2 (en) * 2009-01-06 2013-02-26 General Electric Company Non-integral turbine blade platforms and systems
EP2213841B1 (en) * 2009-01-28 2011-12-14 Alstom Technology Ltd Strip seal and method for designing a strip seal
US8262345B2 (en) * 2009-02-06 2012-09-11 General Electric Company Ceramic matrix composite turbine engine
US8684680B2 (en) * 2009-08-27 2014-04-01 Pratt & Whitney Canada Corp. Sealing and cooling at the joint between shroud segments
RU2511935C2 (ru) 2009-09-28 2014-04-10 Сименс Акциенгезелльшафт Уплотнительный элемент, сопловое устройство газовой турбины и газовая турбина
US8398090B2 (en) 2010-06-09 2013-03-19 General Electric Company Spring loaded seal assembly for turbines
US8347636B2 (en) * 2010-09-24 2013-01-08 General Electric Company Turbomachine including a ceramic matrix composite (CMC) bridge
US9945484B2 (en) 2011-05-20 2018-04-17 Siemens Energy, Inc. Turbine seals
GB201109143D0 (en) * 2011-06-01 2011-07-13 Rolls Royce Plc Flap seal spring and sealing apparatus
JP5772327B2 (ja) * 2011-07-19 2015-09-02 富士電機株式会社 高温ガス炉の炉心拘束機構
US9140213B2 (en) 2011-12-06 2015-09-22 United Technologies Corporation Leaf spring damper for a turbine engine fuel delivery system
US20130177411A1 (en) * 2012-01-05 2013-07-11 General Electric Company System and method for sealing a gas path in a turbine
US9970311B2 (en) * 2013-03-05 2018-05-15 United Technologies Corporation Consumable assembly tool for a gas turbine engine
US9759081B2 (en) 2013-10-08 2017-09-12 General Electric Company Method and system to facilitate sealing in gas turbines
EP2960439A1 (en) * 2014-06-26 2015-12-30 Siemens Aktiengesellschaft Turbomachine with an outer sealing and use of the turbomachine
US10443423B2 (en) * 2014-09-22 2019-10-15 United Technologies Corporation Gas turbine engine blade outer air seal assembly
DE102014219137A1 (de) * 2014-09-23 2016-03-24 Siemens Aktiengesellschaft Dichtelement für gestufte Teilfugen an Getriebegehäusen
CN104632414A (zh) * 2015-01-30 2015-05-20 北京华清燃气轮机与煤气化联合循环工程技术有限公司 一种燃气轮机用密封结构
US9869201B2 (en) * 2015-05-29 2018-01-16 General Electric Company Impingement cooled spline seal
US20170370239A1 (en) * 2016-06-22 2017-12-28 General Electric Company Turbine systems with sealing components
US10557362B2 (en) * 2017-03-30 2020-02-11 General Electric Company Method and system for a pressure activated cap seal
US11156116B2 (en) 2019-04-08 2021-10-26 Honeywell International Inc. Turbine nozzle with reduced leakage feather seals
CN113623020B (zh) * 2021-08-02 2022-07-08 无锡友鹏航空装备科技有限公司 一种密封性高的涡轮导向装置

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3966356A (en) * 1975-09-22 1976-06-29 General Motors Corporation Blade tip seal mount
US3975114A (en) * 1975-09-23 1976-08-17 Westinghouse Electric Corporation Seal arrangement for turbine diaphragms and the like
US3986789A (en) * 1974-09-13 1976-10-19 Rolls-Royce (1971) Limited Stator structure for a gas turbine engine
US4524980A (en) * 1983-12-05 1985-06-25 United Technologies Corporation Intersecting feather seals for interlocking gas turbine vanes
US5145316A (en) * 1989-12-08 1992-09-08 Rolls-Royce Plc Gas turbine engine blade shroud assembly
US5509669A (en) * 1995-06-19 1996-04-23 General Electric Company Gas-path leakage seal for a gas turbine
US5657998A (en) * 1994-09-19 1997-08-19 General Electric Company Gas-path leakage seal for a gas turbine
US5762472A (en) * 1996-05-20 1998-06-09 Pratt & Whitney Canada Inc. Gas turbine engine shroud seals

Family Cites Families (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2991045A (en) * 1958-07-10 1961-07-04 Westinghouse Electric Corp Sealing arrangement for a divided tubular casing
GB1493913A (en) * 1975-06-04 1977-11-30 Gen Motors Corp Turbomachine stator interstage seal
US4199151A (en) * 1978-08-14 1980-04-22 General Electric Company Method and apparatus for retaining seals
FR2455674A1 (fr) * 1979-05-02 1980-11-28 Snecma Dispositif d'etancheite entre deux elements de turbomachine
JPS5719283U (zh) * 1980-07-08 1982-02-01
US4465284A (en) * 1983-09-19 1984-08-14 General Electric Company Scalloped cooling of gas turbine transition piece frame
JPS61164003A (ja) * 1985-01-11 1986-07-24 Hitachi Ltd 流体機械における熱伸びのある静翼部のシ−ル装置
US4645217A (en) * 1985-11-29 1987-02-24 United Technologies Corporation Finger seal assembly
FR2713709B1 (fr) * 1993-12-08 1996-01-12 Snecma Paroi de turbomachine comprenant un corps d'étanchéité.
JPH08109368A (ja) * 1994-10-11 1996-04-30 Nichias Corp 複合ガスケット
JP3349278B2 (ja) * 1994-11-09 2002-11-20 三菱重工業株式会社 シール構造
JPH08277701A (ja) * 1995-04-04 1996-10-22 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd タービン静翼支持構造
EP0852659B1 (de) * 1995-09-29 2002-04-03 Siemens Aktiengesellschaft Dichtelement zur dichtung eines spaltes sowie gasturbinenanlage
JPH1162502A (ja) * 1997-08-21 1999-03-05 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd タービン動翼のシールダンパー
US6162014A (en) * 1998-09-22 2000-12-19 General Electric Company Turbine spline seal and turbine assembly containing such spline seal
JP2000104832A (ja) * 1998-09-29 2000-04-11 Nippon Valqua Ind Ltd フッ素樹脂包みガスケット
JP4240428B2 (ja) * 1999-06-08 2009-03-18 電気化学工業株式会社 触媒コンバータのシール材の製造方法

Patent Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3986789A (en) * 1974-09-13 1976-10-19 Rolls-Royce (1971) Limited Stator structure for a gas turbine engine
US3966356A (en) * 1975-09-22 1976-06-29 General Motors Corporation Blade tip seal mount
US3975114A (en) * 1975-09-23 1976-08-17 Westinghouse Electric Corporation Seal arrangement for turbine diaphragms and the like
US4524980A (en) * 1983-12-05 1985-06-25 United Technologies Corporation Intersecting feather seals for interlocking gas turbine vanes
US5145316A (en) * 1989-12-08 1992-09-08 Rolls-Royce Plc Gas turbine engine blade shroud assembly
US5657998A (en) * 1994-09-19 1997-08-19 General Electric Company Gas-path leakage seal for a gas turbine
US5509669A (en) * 1995-06-19 1996-04-23 General Electric Company Gas-path leakage seal for a gas turbine
US5762472A (en) * 1996-05-20 1998-06-09 Pratt & Whitney Canada Inc. Gas turbine engine shroud seals
CN1219215A (zh) * 1996-05-20 1999-06-09 普瑞特和惠特尼加拿大公司 燃气轮机的罩盖密封组件

Also Published As

Publication number Publication date
DE60212751T2 (de) 2006-11-16
EP1247942A2 (en) 2002-10-09
ATE331874T1 (de) 2006-07-15
ES2266330T3 (es) 2007-03-01
US6682300B2 (en) 2004-01-27
GB0108398D0 (en) 2001-05-23
US20020168263A1 (en) 2002-11-14
JP2003013705A (ja) 2003-01-15
EP1247942B1 (en) 2006-06-28
CN1379166A (zh) 2002-11-13
EP1247942A3 (en) 2004-09-01
DE60212751D1 (de) 2006-08-10
JP4191946B2 (ja) 2008-12-03

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN1320256C (zh) 用于密封间隙的密封元件以及具有该密封元件的燃气轮机
EP2349711B1 (en) Compressible ceramic seal mounted between gas turbine components
EP2690260B1 (en) Seal segment
US4650395A (en) Coolable seal segment for a rotary machine
CN107735549B (zh) 由法兰支撑的涡轮机环组件
US10273817B2 (en) Turbine ring assembly with inter-sector connections
US4676715A (en) Turbine rings of gas turbine plant
US8753073B2 (en) Turbine shroud sealing apparatus
CA2781944C (en) Chordal mounting arrangement for low-ductility turbine shroud
CA2483391C (en) Attachment of a ceramic shroud in a metal housing
US10329930B2 (en) Turbine ring assembly with sealing
US4752184A (en) Self-locking outer air seal with full backside cooling
US8206087B2 (en) Sealing arrangement for turbine engine having ceramic components
US20120107122A1 (en) Resilient mounting apparatus for low-ductility turbine shroud
US20050076642A1 (en) Seal element for sealing a gap and combustion turbine having a seal element
JP2004176911A (ja) 異なる熱膨張係数又は率を有する構成部品を取付けるか又はそれら構成部品間の空間をシールするための構造
RU2703896C2 (ru) Сборная конструкция турбинного кольца, содержащая множество кольцевых сегментов, изготовленных из композиционного материала с керамической матрицей
CN1320257C (zh) 用以密封间隙的密封件和具有密封件的燃气轮机
CA2366357A1 (en) Covering element and arrangement with a covering element and with a carrying structure
JPH05113136A (ja) セラミツクガスタービン
US8182210B2 (en) Heat shield segment for a stator of a gas turbine
JP7510955B2 (ja) スペーサに取り付けられたタービンリングアセンブリ
JPH02153231A (ja) ガスタービン

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
C14 Grant of patent or utility model
GR01 Patent grant
C17 Cessation of patent right
CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee

Granted publication date: 20070606