DE2554563A1 - Dichtungsanordnung fuer gasturbinentriebwerke - Google Patents
Dichtungsanordnung fuer gasturbinentriebwerkeInfo
- Publication number
- DE2554563A1 DE2554563A1 DE19752554563 DE2554563A DE2554563A1 DE 2554563 A1 DE2554563 A1 DE 2554563A1 DE 19752554563 DE19752554563 DE 19752554563 DE 2554563 A DE2554563 A DE 2554563A DE 2554563 A1 DE2554563 A1 DE 2554563A1
- Authority
- DE
- Germany
- Prior art keywords
- sealing ring
- arrangement according
- reaction part
- sealing
- sealing arrangement
- 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.)
- Granted
Links
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
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Description
■·· A - Ί
• ■* ~i »
PHIl-H Pl"r-v:;,L '· ■ '!TvAKSB U
Tlel.1· **»».· j Sl^ Ϊ3
Tlel.1· **»».· j Sl^ Ϊ3
Augsburg, den 1. Dezember
Rolls-Royce (1971) Limited, Norfolk House, St. James's Square,
London, England
Dichtungsanordnung für Gasturbinentriebwerke
Die Erfindung betrifft eine Dichtungsanordnung für Gasturbinentriebwerke«
Insbesondere handelt es sich dabei um eine mit den Schaufelspitzen von Laufschaufeln zusammenwirkende
Dichtungsanordnung.
Eines der größten Probleme bei den meisten Bauarten von
982470782
INSPECTED
2b54563
bekannten Schaufelspitzendichtungen liegt darin, daß es nicht
möglich war, bei allen Betriebszuständen des Triebwerks den
richtigen Spielraum zwischen den Schaufelspitzen und der
Dichtung zu erhalten. Bei gewissen Bauarten bekannter Scnaufel-Spitzendichtungen
war es notwendig, für den Stillstand oder den Lauf mit kleinen Drehzahlen einen übermäßig großen
Schaufelspitzenspielraum vorzusehen, um ein Schleifen der Dichtungen bei den anderen Betriebszuständen zu vermeiden,
was sich jedoch nachteilig auf die Triebwerks leistung auswirkt.
Es hat sich gezeigt, daß, wenn das Triebwerk schnell bis auf die Nenndrehzahl hochläuft, die Triebwerksrotoren eine in
mehreren Schritten ablaufende radiale Dehnung erfahren. Am Anfang dehnen sich die verhältnismäßig dünnen Laufschaufeln
schnell aufgrund der Temperaturzunahme und der Fliehkraft, und hierzu addiert sich noch die Radialdehnung der Rotorscheibe
infolge der Fliehkraft, Ein weiterer Wärme dehnungsschritt
tritt auf, wenn sich die verhältnismäßig dicke Rotorscheibe auf Betriebstemperatur erwärmt. Während den
eben erwähnten Dehnungsphasen dehnt sich auch das den Rotor umschließende Gehäuse während des Triebwe rks anwärmungs Vorgangs
mit stetig abnehmender Dehnungsgeschwindigkeit. Der
Blattspitzenspielraum für die Laufschaufeln muß also so berechnet werden, daß sämtliche relativen Wärmedehnungen
des gesamten Rotors und des Gehäuses ermöglicht werden,
- 2 -609824/0?Ö2
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine mit den Laufschaufe!spitzen zusammenwirkende Dichtungsanordnung derart
auszubilden, daß sie sich zwecks Beibehaltung eines im wesentlichen gleichbleibenden Spielraumes in allen Triebwerksbetriebszuständen
weitgehend den Wärmedehnungen der Laufschaufeln und des Rotors anpassen kann.
Im Sinne der Lösung dieser Aufgabe ist eine Dichtungsanordnung für Gasturbinentriebwerke gemäß der Erfindung
dadurch gekennzeichnet, daß dieselbe einen dehnbaren Dichtungsring,
weiter ein erstes ringförmiges Reaktionsteil, welches bezüglich Wärmedehnungen eine relativ große Ansprechgeschwindigkeit
auf Temperaturänderungen und mit dem Dichtungsring zusammenwirkende, eine relativ schnelle Dehnung bewirkende Mittel
besitzt, und ein zweites ringförmiges Reaktionsteil aufweist, welches bezüglich Wärmedehnungen eine relativ geringe Ansprechgeschwindigkeit
auf Temperaturänderungen und ebenfalls mit dem Dichtring zusammenwirkende Mittel besitzt, die bei Temperaturabfällen
den Dichtungsring relativ langsam zusammenziehen.
Der Dichtungsring kann aus einer Vielzahl von Segmenten zusammengesetzt sein, welche relativ zueinander gleitfähig
sind, oder kann alternativ dazu als ununterbrochener Ring aus elastischem Werkstoff ausgebildet sein.
609 8 2 4/0782
■•■Η*-
..- Bei einem aus Segmenten bestehenden Dichtungsring können
die Se gmeiit e, ,j ewei Is gleitend vers chiebIi ch auf Radialb ο lzen
angeordnet .!sein, die- mit ihren radial äußeren Enden an der
festen Triebwerkskonstruktion befestigt sind. In Abwandlung dazu kann der Dichtungsring von einer Anzahl an der festen
Triebwerkskons truktion.be festigten axialen Armen gehalten
werden. ·;-. ; : ■
Bei einer weiteren Ausführungsform der Erfindung können
die den Dichtungsring bildenden Semgente jeweils an einem Arm
angeordnet, sein, der .im wesentlichen parallel zur Dientungsringachse
verläuft, und schwenkbar an der festen Konstruktion
befestigt ist.
. .-. Die Dichtungsrin-gsegmente werden vorzugsweise im Betrieb
mittels, eines Strömungsmitteldruckes radial nach innen gedrückt.
.-.·.. . ■ ' ; -,--.'
Das erste Reaktionsteil weist vorzugsweise eine verhältnismäßig
kleine Masse auf und ist mit einem unter hohem Druck stehenden Strömungsmittel beaufschlagbar, so daß es
sich entsprechend der Strömungsmitteltemperatur schnell ausdehnt o4er -zusammenzieht.
Das zweite Reaktionsteil weist vorzugsweise eine ver-
982 4/07 82
hältnismäßig große Masse auf oder ist alternativ dazu gegen
das Hochdruckströmungsmittel abgeschirmt, so daß es sich entsprechend der Strömungsmitteltemperatur relativ langsam
ausdehnt oder zusammenzeiht.
Vorzugsweise sind der Dichtungsring und die beiden Reakti ons teile zueinander koaxial angeordnet.
Gemäß einer Aus führungsform der Erfindung weisen die mit
dem Dichtungsring zusammenwirkenden Mittel einen radial einwärts ragenden und in einem axialen Ansatz endenden Plansch
auf, der mit einem am Dichtungsring angeordneten Axialansatz ζ us ammenwi rkt.
Die mit dem Dichtungsring zusammenwirkenden Mittel des zweiten Reaktionsteils weisen einen axial vorstehenden Ringansatz
auf, der mit einem entsprechenden Axialansatz des Dichtungsringes zusammenwirkt.
Das zweite Reaktionsteil kann durch einen am Triebwerksgehäuse befestigten Ring gebildet sein.
In Abwandlung dazu kann das zweite Reaktionsteil durch
einen Teil des Triebwerksgehäuses gebildet sein.
609824/07
Als zum ersten Reaktionsteil zugeleitetes Hochdruckströmungsmittel
kann vom Hochdruckverdichter des Triebwerks abgezeigte Luft dienen, die aus das erste Reaktionsteil auftrifft
oder durch dieses hindurchströmt.
Mach dem Auftreffen oder Hin durchströmen auf bzw. durch
das erste Reaktionsteil wird die Hochdruckluft vorzugsweise zur Kühlung des Dichtungsringes und außerdem zur Herstellung
einer Luftdichtung zwischen einer Rotorstufe und benachbarten Statorstufen verwendet.
Die Erfindung beinhaltet auch ein Gasturbinentriebwerk mit einer Dichtungsanordnung der oben beschriebenen Art·
Einige Ausführungsbeispiele der Erfindung werden nachstehend
mit Bezug auf die anliegenden Zeichnungen näher beschrieben. Es zeigen:
Fig. 1 eine schematische Ansicht eines
Gasturbinentriebwerks, die teilweise ausgebrochen ist,
Fig. 2 einen vergrößerten Schnitt durch
den in Fig, I sehematisch sichtbaren
Turbinenteil mit einer
60982A/0782
•ν
erf indüngs gemäßen Dichtungsanordnung,
Pig. 3 einen Schnitt durch eine andere
Aus führ ungs form der Erfindung, und,
Fig. 4 eine noch weitere Aus führ ungs form
der Erfindung.
Fig. 1 zeigt ein Gasturbinentriebwerk 10 mit einem Einlauf 12, einem Nxederdruckverdichter 13, einem Hochdruckverdichter
Ik, einer Brenneinrichtung 15, einer Hochdruckturbine
16, einer Niederdruckturbine 17 und einer Strahldüse Der Nie de rdruckver dichter 13 und die Niederdruckturbine 17
sowie der Hochdruckverdichter 14 und die Hochdruckturbine sind auf nicht dargestellten gemeinsamen Wellen angeordnet.
Fig. 2 zeigt einen vergrößerten Schnitt des in Fig. 1 schematisch sichtbaren Turbinen teils. Dieser Teil der Turbine
weist einen Leitschaufelkranz 20 auf, deren Leitschaufeln
mittels nicht dargestellter Mittel an der feststehenden Triebwerkskonstruktion befestigt sind. Unmittelbar stromab
des LeitSchaufelkranzes 20 ist eine erste Turbinenstufe mit
einem Laufschaufelkranz 21 angeordnet. Die Laufschaufeln 21
sind mit Hilfe nicht dargestellter Mittel an einer Rotor-
609824/0782
scheibe 22 befestigt, die auf einer Hochdruckwelle 23 angeordnet
ist.
Stromab der ersten Turbinenstufe 21 befindet sich ein weiterer Leitschaufelkranz 24, dessen Schaufeln mit inren
äußeren Enden an der festen Triebwerkskonstruktion befestigt sind und an ihren radial inneren Enden eine axiale Dichtungsanordnung
tragen, die mit Dichte lementen zusammenwirkt, die
an der Rotorscheibe 22 und einer stromab benachbarten Rotorscheibe 25 angeordnet sind.
Radial außerhalb der Turbinenschaufeln 21 ist gemäß der
Erfindung eine mit den Sch'aufelspitzen zusammenwirkende
Dichtungsanordnung angeordnet, welche einen aus einer Vielzahl von Segmenten zusammengesetzten Dichtungsring 26 aufweistβ
Radial außerhalb des Dichtungsrings ist ein erstes ringförmiges
Reaktionsteil angeordnet, welches an seinem stromauf seit igen
Ende mit einem radial einwärts ragenden Flansch versehen ist der in einem Axialansatz 28 endigt, der mit dem Dichtungsring
26 zusammenwirkt und als Stütze für diesen dient. An seinem stromabseitigen Ende ist das erste Reaktionsteil mit
einem Axialansatz 28a versehen, der in eine Ringnut des Dichtungsrings 26 hineinragt und dadurch wiederum als Stütze
für den Dichtungsring dient.
60 98 24/07 82
Das Reaktionsteil 27 ist mittels einer Vielzahl radialer Zapfen 29 gehaltert. Die Zapfen 29 sind mit ihren radial
äußeren Enden in Bohrungen des Triebwerks gehäuses befestigt. Wie aus der Zeichnung ersichtlich ist, ist das ringförmige
Reaktionsteil 27 außerdem mit einer Vielzahl von Bonrungen mit verhältnismäßig kleinem Durchmesser versehen, welche den
Durchtritt von unter hohem Druck stehender Luft auf dem Hocndruckverdichter
ermöglichen. Diese riochdruckluft erfüllt zwei Aufgaben: Erstens bringt sie beim Triebwerksanlauf das Reaktionsteil
27 schnell auf Betriebstemperatur, wesnalb das Reaktionsteil
27 sich schnell ausdehnt und mittels der Axialansätze und 28a auch den Durchmesser des Dichtungsringes 26 vergrößert,
so daß zwischen den Turbxnenscnaufelspitzen und dem Dichtungsring ein geeigneter Spielraum vornanden bleiüt
und der Dichtungsring somit der Wärmedehnung der Turbine angepaßt ist» Zweitens dient die Hochdruckluft nach dem
Hindurchströmen durch das ringförmige Reaktionsteil 27 zum Kühlen der Segmente des Dichtungsrings 26, auf welche sie
auftrifft. Danach tritt die Hochdruckluft durch zwei im Umfangs richtung verlaufende B oh rungs reihen 30und 33 aus
und bildet zwischen der Dichtungsanordnung und der, der
Turbinenstufe 21 benachbarten Leitschaufeln 20 und 24 Luftdichtungen, wobei sie gleichzeitig einen Kühlfilm zur
Kühlung der Dichtungringsegmente und der benachbarten
Leits chaufe lplatt formen bildet.
6Ü9824/0782
Stromab und im wesentlichen radial außerhalb des ersten
ringförmigen Reaktionsteils 27 ist ein im wesentlichen konus-, förmiger Gehäuseteil 32 angeordnet, der ein zweites ringförmiges
Reaktionsteil bildet. Dieses zweite Reaktionsteil weist eine beträchtlich größere Masse als das erste Reaktionsteil
27 auf und ist mittels einer ringförmigen Abschirmung gegen die eine relativ hone Temperatur aufweisende Hochdruckluft
abgeschirmt. Es ist daher einzusehen, daß beim Triebwerksanlauf, während sich das aufgrund seiner relativ geringen
Masse und aufgrund der direkten Berührung mit der Hochdruckluft
thermisch schnell ansprechende erste Reaktionsteil 27
verhältnismäßig schnell ausdehnt, das zweite Reaktionsteil wegen seiner größeren Masse und der Abschirmung 33 thermiscn
nicht so schnell anspricht und sich deshalb langsamer ausdehnt, bis es etwa die gleiche Dehnung wie das erste Reaktionsteil
erfahren hat. Während des normalen Reiseflugzustands
nehmen die Reaktions teile 27 und 32 und der
Dichtungsring 26 im wesentlichen die in Pig, 2 gezeigten Stellungen ein.
Beim Abschalten des Triebwerks zieht sich das erste
Reaktionsteil 27 relativ schnell zusammen, jedoch wird der Dichtungsring 26 durch einen Axialansatz 3^ des zweiten
Reaktionsteils 32 in seiner gedehnten Stellung gehalten.
- 10 -
60 982 4/07 82
Das zweite Reaktionsteil 32 zieht sich langsamer als das erste Reaktionsteil 2 7 zusammen und steuert daher das Maß
der Zusammenziehung des Dichtungsrings 26, so daß eine
Berührung zwischen den Turbinenschaufelspitzen und dem
Dichtungsring 26 bei der Triebwerks abschaltung verhindert
wird.
Pig. 3 zeigt eine weitere Ausführungsform der Erfindung,
gemäß welcher jedes der den Dichtungsring 26 bildenden Segmente von einer Anzahl von etwa axial verlaufenden Armen
gehalten wird, von denen einer dargestellt ist. Die Arme sind mit Hilfe von Kugelgelenken kl schwenkbar an der feststehenden
Triebwerkskonstruktion befestigt.
Bei diesem Ausführungsbeispiel sind sowohl das erste Reaktionsteil 27 als auch das zweite Reaktionsteil 32 als
gesonderte Teile ausgebildet, welche mittels gemeinsamer Radialzapfen gleit fähig mit Bezug auf die feststehende
Triebwerkskonstruktion sind. Die Zapfen sind mit ihren radial äußeren Enden am Triebwerks gehäuse befestigt. Es ist
jedoch auch möglich, daß die Bolzen an geeignet bemessenen Dämpfungsgliedern befestigt sind. Die Arbeitsweise dieser
Aus führungs form ist gleich derjenigen der in Fig. 2 beschriebenen
Anordnung. Die Verwendung eines als gesondertes Teil ausgebildeten zweiten Reaktionsteils 32 stellt sicher, daß dessen
- 11 609824/0782
Masse besser auf diejenige des ersten Reaktionsteils 27 abgestimmt
werden kann. In manchen Fällen ist es vom Gesichtspunkt der Konstruktion her weder praktisch noch wünschenswert, einen
Teil des Triebwerks gehäuses als zweites Reaktionsteil auszubilden,
da es entweder zu einem übermäßig schweren oder einem schwachen Gehäuse führen kann.
Fig. 4 zeigt ein weiteres Ausführungsbeispiel der
Erfindung, in welchem die den Dichtring 26 bildenden Segmente ebenso wie bei der Aus führungs form nach Fig. 3 an Armen 40
angeordnet sind. Bei diesem Ausführungsbeispiel bildet jedoch
das zweite Reaktionsteil 32 einen Teil der Triebwerksgehäusekonstruktion.
Das erste Reaktionsteil 27 ist als gesondertes Teil ausgebildet, welches auf einer Anzahl radial verlaufender
Zapfen, die ebenso wie bei der Aus führungs form nach Fig. 2 am Triebwerks gehäuse befestigt sind, verschieblich montiert ist.
Die Arbeitsweise dieser Ausführungsform ist im wesentlichen
gleich derjenigen der Aus führungs form nach Fig. 2.
Obwohl bei allen beschriebenen Ausführungsformen ein
Dichtungsring 26 aus einer Anzahl von gleitend angeordneten Segmenten Anwendung findet, ist es möglich, diese Segmente
durch ein ununterbrochenes Band aus elatischem Werkstoff zu ersetzen.
- 12 -
60982 4/07 82
Durch geeignete Wahl der für die beiden Re actions teile
verwendeten Metalle und durch sorgfältige Bemessung der Reaktionsteile kann das Ausmaß der Dehnung und Zusammenziehung
dieser Teile gesteuert werden. Auf diese Weise kann der Dichtungsring 26 derart durch die Reaktionsteile gesteuert
werden, daß das erste Reaktionsteil den Dicntungsring
während einer bestimmten Zeitdauer entsprechend einem Temperaturanstieg von den Schaufelspitzen entfernt nält und
der Dichtungsring danach durch das zweite Reaktionsteil gesteuert wird. Auf diese Weise können die Reaktionsteile so
gewählt sein, daß sie eine Vielfalt von verschiedenen Triebwerksbetriebsverhalten ermöglichen.
- 13 -
609824/0782
Claims (1)
- P aten t ansp rücheI 1. Dichtungsanordnung für Gasturbinentriebwerke, dadurcn gekennzeichnet, daß dieselbe einen dehnbaren Dichtungsring (26), weiter ein erstes ringförmiges Reaktionsteil (27), welches bezüglich Wärmedehnungen eine relativ große Ansprechgeschwindigkeit auf Te rap er at uran de run ge η und mit dem Dichtungsring zusammenwirkende, eine relativ schnelle Dehnung desselben bewirkende Mittel besitzt, und ein zweites ringförmiges Reaktionsteil (32) aufweist, welches bezüglich Wärmedehnungen eine relativ geringe Ansprechgeschwindigkeit auf Temperaturänderungen und ebenfalle mit dem Dichtungsring zusammenwirkende Mittel (3*0 besitzt, die bei Temperaturabfällen den Dichtungsring relativ langsam zusammenziehen.2. Dichtungsanordnung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Dichtungsring (26) aus einer Vielzahl von Segmenten zusammengesetzt ist.3· Dichtungsanordnung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Dichtungsring (26) als ununterbrochener Ring aus elastischem Werkstoff ausgebildet ist.k. Dichtungsanordnung nach einem der Ansprüche 1 bis 3,6O9 824/0 782dadurch gekennzeichnet3 daß der Dichtungring (26) auf einer Anzahl Treu Jeweils an der feststehenden Konstruktion befestigten Radial olzen (29) gleitend versehieblien angeordnet ist.5. Dieiltungsanordnung nach einem der Ansprüche 1 bis 3$ dadurch gekennzeichnet, daß der Dichtungsring (26) von eiiaer Vielzahl von im wesentlichen axial verlaufenden Armen gehalten wird, die an der feststehenden Konstruktion feefestigt sind.6. Dichtungsanordnung nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet» daß die genannten Arme (40) jeweils schwenkbar an der feststehenden Konstruktion befestigt sind,T. Dichtungsanordnung nach einem der Ansprüche 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, daß das erste Reaktionsteil (27) eine relativ geringe Masse besitzt und mit einem Hochdruek-StromiangseLttel beaufschlagt wird, derart, daß es sieh entsprechend der Strömungsmitteltemperatur schnell ausdehnt oder zusajoraenzieht.8. Mehtungs anordnung nach Anspruch 7S dadurch gekennzeichnet, daß das zweite Reaktionsteil (32) eine relativ große Masse aulweist oder gegen das Hochdruck-Ströinungsmittel abge-- 15 60982A/0782schirmt ist, derart, daß es sich entsprechend der Strömungsmitte !.temperatur relativ langsam ausdehnt oder zusammenziehte9. Dichtungsanordnung nach einem der Ansprücne 1 bis 8, dadurch gekennzeichnet, daß die beiden Reaktionsteile (27, 32) und der Dichtungsring (26) koaxial zueinander angeordnet sind.10. Dichtungsanordnung nach einem der Ansprüche 1 bis 9, dadurch gekennzeichnet, daß die mit dem Dicntungsring (26) zusammenwirkenden Mittel (28) des ersten Reaktionsteils (27) einen radial einwärts ragenden Plansch aufweisen, der in einem mit einem Axialansatz des Dichtungsringes zusammenwirkenden Axialansatz endigt.11. Dichtungsanordnung nach einem der Ansprücne 1 bis 10·, dadurch gekennzeichnet, daß die mit dem Dichtungsring (26) zusammenwirkenden Mittel (3*0 des zweiten Reaktionsteiles (32) einen mit einem Axialansatz des Dichtungsringes zusammenwirkenden Axialansatz aufweisen.12. Dichtungsanordnung nach einem der Ansprüche 1 bis 11, dadurch gekennzeichnet, daß das zweite Reaktionsteil (32) durch einen am Triebwerksgehäuse befestigten oder einstückig damit ausgebildeten Ring gebildet ist.- 16 6 U 9 8 2 4/0 7 8 213. Dichtungsanordnung nach einem der Ansprüche 7 bis 12, dadurch gekennzeichnet, daß das zur Beaufscnlagung des ersten Reaktionsteils (27) dienende riochdruck-Strömungsmittel aus dem Hochdruckverdichter des Triebwerks kommende Luft ist, welche auf das erste Reaktionsteil auftrifft oder durch dieses hindurchströmt.- 17 -609824/0782Leerseite
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
GB52995/74A GB1484936A (en) | 1974-12-07 | 1974-12-07 | Gas turbine engines |
Publications (3)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE2554563A1 true DE2554563A1 (de) | 1976-06-10 |
DE2554563B2 DE2554563B2 (de) | 1981-05-07 |
DE2554563C3 DE2554563C3 (de) | 1981-12-24 |
Family
ID=10466204
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE2554563A Expired DE2554563C3 (de) | 1974-12-07 | 1975-12-04 | Anordnung zur Schaufelspitzendichtung bei Gasturbinen |
Country Status (6)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US4050843A (de) |
JP (1) | JPS5182818A (de) |
DE (1) | DE2554563C3 (de) |
FR (1) | FR2293594A1 (de) |
GB (1) | GB1484936A (de) |
IT (1) | IT1054914B (de) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE2907769A1 (de) * | 1978-06-05 | 1979-12-13 | Gen Electric | Mantelhalterung mit aufprallkuehlung |
US5044881A (en) * | 1988-12-22 | 1991-09-03 | Rolls-Royce Plc | Turbomachine clearance control |
Families Citing this family (58)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3986720A (en) * | 1975-04-14 | 1976-10-19 | General Electric Company | Turbine shroud structure |
FR2416345A1 (fr) * | 1978-01-31 | 1979-08-31 | Snecma | Dispositif de refroidissement par impact des segments d'etancheite de turbine d'un turboreacteur |
US4251185A (en) * | 1978-05-01 | 1981-02-17 | Caterpillar Tractor Co. | Expansion control ring for a turbine shroud assembly |
US4242042A (en) * | 1978-05-16 | 1980-12-30 | United Technologies Corporation | Temperature control of engine case for clearance control |
FR2438165A1 (fr) * | 1978-10-06 | 1980-04-30 | Snecma | Dispositif de regulation de temperature pour turbines a gaz |
DE2907749C2 (de) * | 1979-02-28 | 1985-04-25 | MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München | Einrichtung zur Minimierung von Konstanthaltung des bei Axialturbinen von Gasturbinentriebwerken vorhandenen Schaufelspitzenspiels |
DE2907748A1 (de) * | 1979-02-28 | 1980-09-04 | Motoren Turbinen Union | Einrichtung zur minimierung und konstanthaltung der bei axialturbinen vorhandenen schaufelspitzenspiele, insbesondere fuer gasturbinentriebwerke |
US4332523A (en) * | 1979-05-25 | 1982-06-01 | Teledyne Industries, Inc. | Turbine shroud assembly |
FR2467292A1 (fr) * | 1979-10-09 | 1981-04-17 | Snecma | Dispositif de reglage du jeu entre les aubes mobiles et l'anneau de turbine |
GB2251895B (en) * | 1980-10-03 | 1992-12-09 | Rolls Royce | Gas turbine engine |
GB2087979B (en) * | 1980-11-22 | 1984-02-22 | Rolls Royce | Gas turbine engine blade tip seal |
US4485620A (en) * | 1982-03-03 | 1984-12-04 | United Technologies Corporation | Coolable stator assembly for a gas turbine engine |
GB2125111B (en) * | 1982-03-23 | 1985-06-05 | Rolls Royce | Shroud assembly for a gas turbine engine |
US4485630A (en) * | 1982-12-08 | 1984-12-04 | General Electric Company | Combustor liner |
FR2724973B1 (fr) * | 1982-12-31 | 1996-12-13 | Snecma | Dispositif d'etancheite d'aubages mobiles de turbomachine avec controle actif des jeux en temps reel et methode de determination dudit dispositif |
FR2540560B1 (fr) * | 1983-02-03 | 1987-06-12 | Snecma | Dispositif d'etancheite d'aubages mobiles de turbomachine |
FR2540938B1 (fr) * | 1983-02-10 | 1987-06-05 | Snecma | Anneau de turbine d'une turbomachine |
FR2548733B1 (fr) * | 1983-07-07 | 1987-07-10 | Snecma | Dispositif d'etancheite d'aubages mobiles de turbomachine |
JPH0723682B2 (ja) * | 1983-11-18 | 1995-03-15 | 株式会社東芝 | 軸流流体機械の動翼先端すきま調整装置 |
FR2577281B1 (fr) * | 1985-02-13 | 1987-03-20 | Snecma | Carter de turbomachine associe a un dispositif pour ajuster le jeu entre aubes mobiles et carter |
GB2195715B (en) * | 1986-10-08 | 1990-10-10 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine rotor blade clearance control |
GB2206651B (en) * | 1987-07-01 | 1991-05-08 | Rolls Royce Plc | Turbine blade shroud structure |
FR2622531B1 (fr) * | 1987-11-04 | 1990-02-02 | Chambarel Andre | Systeme de propulsion marine utilisant une turbine a action du type pelton enovee a un moteur et une pompe hydraulique |
US5018942A (en) * | 1989-09-08 | 1991-05-28 | General Electric Company | Mechanical blade tip clearance control apparatus for a gas turbine engine |
US5096375A (en) * | 1989-09-08 | 1992-03-17 | General Electric Company | Radial adjustment mechanism for blade tip clearance control apparatus |
US5104287A (en) * | 1989-09-08 | 1992-04-14 | General Electric Company | Blade tip clearance control apparatus for a gas turbine engine |
US5054997A (en) * | 1989-11-22 | 1991-10-08 | General Electric Company | Blade tip clearance control apparatus using bellcrank mechanism |
US5056988A (en) * | 1990-02-12 | 1991-10-15 | General Electric Company | Blade tip clearance control apparatus using shroud segment position modulation |
US5049033A (en) * | 1990-02-20 | 1991-09-17 | General Electric Company | Blade tip clearance control apparatus using cam-actuated shroud segment positioning mechanism |
US5181826A (en) * | 1990-11-23 | 1993-01-26 | General Electric Company | Attenuating shroud support |
US5228828A (en) * | 1991-02-15 | 1993-07-20 | General Electric Company | Gas turbine engine clearance control apparatus |
GB2260371B (en) * | 1991-10-09 | 1994-11-09 | Rolls Royce Plc | Turbine engines |
GB9210642D0 (en) * | 1992-05-19 | 1992-07-08 | Rolls Royce Plc | Rotor shroud assembly |
US5316437A (en) * | 1993-02-19 | 1994-05-31 | General Electric Company | Gas turbine engine structural frame assembly having a thermally actuated valve for modulating a flow of hot gases through the frame hub |
US5639210A (en) * | 1995-10-23 | 1997-06-17 | United Technologies Corporation | Rotor blade outer tip seal apparatus |
US5609469A (en) * | 1995-11-22 | 1997-03-11 | United Technologies Corporation | Rotor assembly shroud |
US5791871A (en) * | 1996-12-18 | 1998-08-11 | United Technologies Corporation | Turbine engine rotor assembly blade outer air seal |
GB9808656D0 (en) * | 1998-04-23 | 1998-06-24 | Rolls Royce Plc | Fluid seal |
GB9900102D0 (en) | 1999-01-06 | 1999-02-24 | Rolls Royce Plc | A seal arrangement |
JP2001152804A (ja) * | 1999-11-19 | 2001-06-05 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービン設備及びタービン翼 |
FR2832178B1 (fr) * | 2001-11-15 | 2004-07-09 | Snecma Moteurs | Dispositif de refroidissement pour anneaux de turbine a gaz |
US6733235B2 (en) * | 2002-03-28 | 2004-05-11 | General Electric Company | Shroud segment and assembly for a turbine engine |
US6814538B2 (en) | 2003-01-22 | 2004-11-09 | General Electric Company | Turbine stage one shroud configuration and method for service enhancement |
US6896484B2 (en) * | 2003-09-12 | 2005-05-24 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Turbine engine sealing device |
US7052235B2 (en) * | 2004-06-08 | 2006-05-30 | General Electric Company | Turbine engine shroud segment, hanger and assembly |
US7238003B2 (en) * | 2004-08-24 | 2007-07-03 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Vane attachment arrangement |
US20060078429A1 (en) * | 2004-10-08 | 2006-04-13 | Darkins Toby G Jr | Turbine engine shroud segment |
FR2906295B1 (fr) * | 2006-09-22 | 2011-11-18 | Snecma | Dispositif de toles isolantes sur carter pour amelioration du jeu en sommet d'aube |
GB0619426D0 (en) | 2006-10-03 | 2006-11-08 | Rolls Royce Plc | A vane arrangement |
US8240980B1 (en) | 2007-10-19 | 2012-08-14 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine inter-stage gap cooling and sealing arrangement |
FR2978197B1 (fr) * | 2011-07-22 | 2015-12-25 | Snecma | Distributeur de turbine de turbomachine et turbine comportant un tel distributeur |
US8967951B2 (en) | 2012-01-10 | 2015-03-03 | General Electric Company | Turbine assembly and method for supporting turbine components |
US10247028B2 (en) * | 2013-10-07 | 2019-04-02 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine blade outer air seal thermal control system |
US10072516B2 (en) | 2014-09-24 | 2018-09-11 | United Technologies Corporation | Clamped vane arc segment having load-transmitting features |
GB2533544B (en) | 2014-09-26 | 2017-02-15 | Rolls Royce Plc | A shroud segment retainer |
GB201616197D0 (en) * | 2016-09-23 | 2016-11-09 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine |
US10794214B2 (en) * | 2017-05-08 | 2020-10-06 | United Technologies Corporation | Tip clearance control for gas turbine engine |
US10815814B2 (en) * | 2017-05-08 | 2020-10-27 | Raytheon Technologies Corporation | Re-use and modulated cooling from tip clearance control system for gas turbine engine |
Citations (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE1601676A1 (de) * | 1966-11-02 | 1970-08-06 | United Aircraft Corp | Optimal ansprechende Turbinenblattspitzendichtung |
Family Cites Families (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3146992A (en) * | 1962-12-10 | 1964-09-01 | Gen Electric | Turbine shroud support structure |
US3520635A (en) * | 1968-11-04 | 1970-07-14 | Avco Corp | Turbomachine shroud assembly |
US3807891A (en) * | 1972-09-15 | 1974-04-30 | United Aircraft Corp | Thermal response turbine shroud |
US3860358A (en) * | 1974-04-18 | 1975-01-14 | United Aircraft Corp | Turbine blade tip seal |
US3966354A (en) * | 1974-12-19 | 1976-06-29 | General Electric Company | Thermal actuated valve for clearance control |
-
1974
- 1974-12-07 GB GB52995/74A patent/GB1484936A/en not_active Expired
-
1975
- 1975-11-24 US US05/634,849 patent/US4050843A/en not_active Expired - Lifetime
- 1975-11-26 IT IT29685/75A patent/IT1054914B/it active
- 1975-12-04 DE DE2554563A patent/DE2554563C3/de not_active Expired
- 1975-12-04 FR FR7537119A patent/FR2293594A1/fr active Granted
- 1975-12-05 JP JP50145860A patent/JPS5182818A/ja active Granted
Patent Citations (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE1601676A1 (de) * | 1966-11-02 | 1970-08-06 | United Aircraft Corp | Optimal ansprechende Turbinenblattspitzendichtung |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE2907769A1 (de) * | 1978-06-05 | 1979-12-13 | Gen Electric | Mantelhalterung mit aufprallkuehlung |
US5044881A (en) * | 1988-12-22 | 1991-09-03 | Rolls-Royce Plc | Turbomachine clearance control |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
IT1054914B (it) | 1981-11-30 |
FR2293594A1 (fr) | 1976-07-02 |
FR2293594B1 (de) | 1980-01-11 |
GB1484936A (en) | 1977-09-08 |
DE2554563B2 (de) | 1981-05-07 |
DE2554563C3 (de) | 1981-12-24 |
JPS554933B2 (de) | 1980-02-01 |
JPS5182818A (en) | 1976-07-20 |
US4050843A (en) | 1977-09-27 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
DE2554563A1 (de) | Dichtungsanordnung fuer gasturbinentriebwerke | |
DE60024541T2 (de) | Statoranordnung für eine Rotationsmaschine | |
DE3941174C2 (de) | Spitzenspalt-Einstellvorrichtung für die Turbinenrotorschaufeln eines Gasturbinentriebwerks | |
DE3719717C2 (de) | Turbinenschaufelkranz für ein Gasturbinentriebwerk | |
EP1706597B1 (de) | Strömungsmaschine mit einem axial verschiebbaren rotor | |
DE602005000974T2 (de) | Turbomaschine mit gegenläufigem Gebläse | |
EP2179143B1 (de) | Spaltkühlung zwischen brennkammerwand und turbinenwand einer gasturbinenanlage | |
EP2824282A1 (de) | Gasturbine mit Hochdruckturbinenkühlsystem | |
DE2907748A1 (de) | Einrichtung zur minimierung und konstanthaltung der bei axialturbinen vorhandenen schaufelspitzenspiele, insbesondere fuer gasturbinentriebwerke | |
DE2616031A1 (de) | Turbinenummantelungsgebilde | |
DE3144473A1 (de) | Schaufelspitzendichtung fuer die turbine eines gasturbinentriebwerks | |
EP3330490A1 (de) | Turbomaschinen-dichtungsanordnung | |
CH709266B1 (de) | Turbinenschaufel und Verfahren zum Auswuchten eines Spitzendeckbandes einer Turbinenschaufel und Gasturbine. | |
DE3720123A1 (de) | Lastuebertragungsaufbau | |
EP3287611B1 (de) | Gasturbine | |
DE102014115197A1 (de) | Dichtungsbauteil zur Reduktion von sekundärer Luftströmung in einem Turbinensystem | |
DE69913880T2 (de) | Dichtung | |
DE2422533A1 (de) | Schaufeldichtung fuer gasturbinenstrahltriebwerke | |
DE2745130A1 (de) | Einrichtung zur einhaltung bestimmter ausmasse von dichtspalten zwischen laufschaufel- und/oder leitschaufelspitzen und der damit zusammenwirkenden dichtungen fuer gasturbinentriebwerke | |
WO2010063575A1 (de) | Axialverdichter für eine gasturbine mit passiver radialspaltkontrolle | |
DE102016102049A1 (de) | Gasturbine und Verfahren zum Konditionieren der Temperatur einer Turbinenscheibe einer Gasturbine | |
DE102014209057A1 (de) | Gasturbinengehäuseanordnung | |
EP3551850B1 (de) | Verfahren zum modifizieren einer turbine | |
DE112015006413T5 (de) | Rotorlaufschaufel und Axialströmungsrotationsmaschine | |
EP3109407A1 (de) | Statorvorrichtung für eine strömungsmaschine mit einer gehäuseeinrichtung und mehreren leitschaufeln |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
OGA | New person/name/address of the applicant | ||
OD | Request for examination | ||
C3 | Grant after two publication steps (3rd publication) | ||
8327 | Change in the person/name/address of the patent owner |
Owner name: ROLLS-ROYCE PLC, LONDON, GB |
|
8328 | Change in the person/name/address of the agent |
Free format text: DERZEIT KEIN VERTRETER BESTELLT |