DE2939188A1 - Vorrichtung zum kuehlen einer labyrinthdichtung - Google Patents
Vorrichtung zum kuehlen einer labyrinthdichtungInfo
- Publication number
- DE2939188A1 DE2939188A1 DE19792939188 DE2939188A DE2939188A1 DE 2939188 A1 DE2939188 A1 DE 2939188A1 DE 19792939188 DE19792939188 DE 19792939188 DE 2939188 A DE2939188 A DE 2939188A DE 2939188 A1 DE2939188 A1 DE 2939188A1
- Authority
- DE
- Germany
- Prior art keywords
- space
- labyrinth seal
- air
- outlet valve
- turbine
- 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
- F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
- F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
- F01D25/12—Cooling
-
- 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
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/12—Cooling of plants
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/12—Cooling of plants
- F02C7/16—Cooling of plants characterised by cooling medium
- F02C7/18—Cooling of plants characterised by cooling medium the medium being gaseous, e.g. air
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/28—Arrangement of seals
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10S—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10S277/00—Seal for a joint or juncture
- Y10S277/931—Seal including temperature responsive feature
Description
SOCIETE NATIONALE D1ETUDE ET DE
CONSTRUCTION DE MOTEURS D'AVIATION
(S.N.E.C.M.A.) 1982
2, Boulevard Victor
Paris /Frankreich
Paris /Frankreich
Vorrichtung zum Kühlen einer Labyrinthdichtung
Die Erfindung betrifft Labyrinthdichtungen und richtet sich, genauer gesagt, auf Verbesserungen solcher Labyrinthdichtungen,
die zwei Räume voneinander trennen, welche Fluide unterschiedlichen Drucks enthalten, und die mit dünnen Stegen
versehen sind, welche sich schnell relativ zu mitwirkenden Teilen der Dichtung bewegen. Beispielsweise kann es sich um
eine Dichtung handeln, die zwischen einer Welle und einem Gehäuse der Brennkammer einer Gasturbine oder einer Luftfahrt-Strahlturbine
angeordnet ist.
Eine solche Dichtung trennt einen stromauf gelegenen Raum von einem stromab gelegenen Raum, wobei der stromauf gelegene
Raum Luft unter dem Förderdruck der letzten Kompressionsstufe
der Strahlturbine bzw. des Aggregats der Gasturbine enthält, beispielsweise 20 bar bei Vollast,
030016/0743
während der stromab gelegene Raum mit der Eintrittsseite
der ersten bewegbaren Beschaufelung der Turbine in Verbindung
steht und beispielsweise einen Druck von 10 bar aufweist. Nun reagiert der Wirkungsgrad der Turbine sehr
empfindlich auf die Luftmenge, die in ihre erste Beschaufelung eingeführt wird (beispielsweise kann eine auf diese
Weise eingeführte Luftmenge von 1 % der vom Verdichter gelieferten Luftmenge eine Wirkungsgradverschlechterung der
Turbine von 1,5 % hervorrufen). Es ist daher wesentlich,
daß die Labyrinthdichtung äußerst wirksam ist, d.h., daß das Spiel zwischen den dünnen Stegen und den mitwirkenden
Abschnitten der Dichtung auf einem sehr kleinen Wert gehalten wird, was eine sehr genaue Regelung der Relativverschiebung
der Bauteile während des Betriebs des Triebwerkes voraussetzt.
Die Hauptquelle für Deformationen ist thermischen Ursprungs.
Die Erfindung hat zu der Erkenntnis geführt, daß diejenigen
Abschnitte der Dichtung, die mit den dünnen Stegen zusammenwirken, sich während des. Betriebs erwärmen und die Tendenz
besitzen, sich stromab mehr auszudehnen als stromauf. Dieses Phänomen ist ziemlich überraschend, weil man vielmehr erwartet
hätte, daß die Entspannung der Luft beim Durchgang durch die Dichtung zu einer Kühlung führen würde; man kann
einen Erklärungsversuch machen, indem man voraussetzt, daß sich die Luft durch Verwirbelung und Drosselung zwischen den
dünnen Stegen und den mitwirkenden Teilen der Dichtung erwärmt, und zwar in dem Maße, wie sie stromabwärts fließt.
Immerhin ergibt sich, daß die Erfindung in keiner Weise durch Hypothesen oder wissenschaftliche Erklärungen beschränkt
ist.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, die Ausbildung einer Labyrinthdichtung zu ermöglichen, welche die Regelung
030016/0743
der Relativverschiebungen der dünnen Stege und der mitwirkenden
Abschnitte der Dichtung sicherstellt. Ferner soll die Ausbildung einer Labyrinthdichtung ermöglicht werden,
bei der der Träger derjenigen Dichtungsabschnitte, die mit den dünnen Stegen zusammenwirken, im wesentlichen seine
geometrische Form beibehält, indem er sich während des Betriebs thermisch dehnt und zusammenzieht.
Erfindungsgemäß wird der Träger derjenigen Dichtungsabschnitte, die mit den dünnen Stegen zusammenwirken, durch eine Luftströmung
gekühlt, die, bezogen auf die Dichtung, in Gegenstromrichtung
(also stromaufwärts) parallel zur Umhüilungsfläche der Enden der dünnen Stege fließt und im stromauf gelegenen
Raum mündet, wobei die Kühlluft von einer Luftquelle mit einem Druck geliefert wird, der über dem in dem
stromauf gelegenen Raum liegt.
Die Erwärmungstendenz der Dichtung kann zweifellos entsprechend
den Betriebszuständen variieren. Um die Möglichkeit
zu schaffen, die Relativverschiebungen der dünnen Stege und der mitwirkenden Abschnitte der Dichtung in sämtlichen
Betriebsfällen und insbesondere im Ubergangsbereich sehr
genau zu regeln, wird die Kühlluftströmung vorzugsweise aus einer Leitung gespeist, die einerseits mit der Druckluftquelle
und andererseits mit einem Auslaßventil in Verbindung steht, welches einen regelbaren Durchlaß besitzt.
Vorteilhafterweise wird das Auslaßventil automatisch derart gesteuert, daß es sich in dem Maße öffnet, wie die Geschwindigkeit
abnimmt. Für den Fall, daß die Dichtung in einem Turbinentriebwerk eingebaut ist, kann das Auslaßventil
erfindungsgemäß durch die Drehzahl des Turbinentriebwerks gesteuert werden.
Wenn die Labyrinthdichtung zwischen einer Welle und einem Gehäuse der Brennkammer einer Gasturbine oder einer Luftfahrt-Strahlturbine
angeordnet ist, so besteht die Druck-
030016/0743
luftquelle vorzugsweise aus dem Innenraum dieses Gehäuses.
Weitere Vorteile und Merkmale der Erfindung ergeben sich aus der folgenden Beschreibung bevorzugter Ausführungsbeispiele
im Zusammenhang mit der beiliegenden Zeichnung. Die Zeichnung zeigt in:
Figur 1 einen in Längsrichtung verlaufenden Halbschnitt durch einen Teil einer Luftfahrt-Strahlturbine mit einer
Labyrinthdichtung zwischen einer Welle und einem Gehäuse der Brennkammer;
Figur 2 eine Ansicht entsprechend der nach Figur 1, wobei in größerem Maßstab die Labyrinthdichtung und deren Kühlsystem
dargestellt sind;
Figur 3 eine Ansicht in noch größerem Maßstab von einer Labyrinthdichtung nach einer geringfügig abgewandelten Ausführungsform.
Die in Figur 1 dargestellte Strahlturbine umfaßt einen Verdichter 1, der die komprimierte Luft in einen Diffusor 2
liefert, welcher in einem ringförmigen Gehäuse 3 mündet. Letzteres enthält eine Verbrennungsvorrichtung H (die eine
ringförmige Brennkammer sein oder eine Mehrzahl von kranzförmig angeordneten Brennkammern umfassen kann), in der ein
Treibstoff verbrennt, um heiße Gase zu erzeugen, die durch eine Turbine hindurchgehen, von der der erste umlaufende
Schaufelkranz 5 dargestellt ist. Die umlaufenden Schaufelkränze des Verdichters sind mit denen der Turbine durch
eine Hohlwelle 6 verbunden, welche die Drehung von der Turbine auf den Verdichter überträgt. Die aus der Turbine austretenden
heißen Gase werden durch eine nicht gezeigte Düse in die Atmosphäre abgegeben, wobei sie einen Antriebsstrahl
030016/0743
bilden.
Die Abdichtung zwischen der Hohlwelle 6 und dem Gehäuse wird in der Nähe der Verbrennungsvorrichtung 4 von einer
Labyrinthdichtung 7 gewährleistet, die einen stromauf gelegenen Raum 8, der mit der Austrittsseite des letzten
Schaufelkranzes la des Kompressors in Verbindung steht, von einem stromab gelegenen Raum 9 trennt, der eine Verbindung
mit der Eintrittsseite des ersten Schaufelkranzes der Turbine besitzt. Wenn die Strahlturbine mit voller Drehzahl
läuft, beträgt der statische Druck der Luft größenordnungsmäßig 20 bar im stromauf gelegenen Raum 8, 10 bar
im stromab gelegenen Raum 9 und 25 bar im Gehäuse 3.
Der Diffusor 2 ist mit einem zum Gehäuse gehörenden Wandabschnitt 2a verbunden, der in einem Flansch 2b endet, wobei
letzterer mit dem vorderen Abschnitt des Diffusors 2 über eine Wand 10 verbunden ist, die gemeinsam mit dem Wandabschnitt
2a einen ringförmigen Auslaß-Hohlraum 11 bildet. Dessen Zweck wird noch weiter unten erläutert.
Die Labyrinthdichtung 7 umfaßt (siehe auch Figur 2) ein Rad 12, weiches auf der Hohlwelle 6 befestigt ist und auf
seinem Umfang eine Mehrzahl von dünnen Stegen 13 trägt, die mit einer Dichtfläche aus sogenanntem Abriebmaterial Ik
zusammenarbeitet. Bei letzterem handelt es sich um ein wabenförmiges Material, das dazu bestimmt ist, durch die
Reibung der dünnen Stege 13 abgetragen zu werden, wenn die Stege mit dem Material in Berührung treten. Das Abriebmaterial
1*1 ist in an sich bekannter Weise an einem Träger
15 j einem sogenannten "Abrieb-Träger", befestigt, der seinerseits
an der Wand des Gehäuses 3 sitzt. Wie es sich aus den Figuren ergibt, folgen das Abriebm? erial 14 und der Träger
15 der im wesentlichen konischen Form der Wand des Ringge-
030016/0743
häuses 3·
Wenn die Strahlturbine arbeitet, fließt ein geringfügiger
Anteil der Luft aus dem Raum 8 gegen den Raum 9> wobei er entsprechend dem Pfeil 16 (Figur 3) zwischen den dünnen
Stegen und dem Abriebmaterial hindurchtritt;'dabei besitzen das Abriebmaterial und der "Abrieb-Träger" die Tendenz, sich
mehr stromab als stromauf zu erwärmen. Würde diese Tendenz nicht bekämpft, so würde sich die Konizität des Abriebmaterials
und dessen Trägers bei Vollast vergrößern, und zwar derart, daß das Spiel zwischen den dünnen Stegen und dem
Abriebmaterial zunähme.
Um dieser Tendenz entgegenzuwirken, besteht der Träger 15 aus drei konischen Reifen 17,18 und 195 die parallel zur Außenfläche
des Abriebmaterials IH liegen. Letzteres ist seinerseits
parallel zur Umhüllungsfläche der Enden 13a der dünnen Stege 13. Die Reifen 17 bis 19 bilden zwischen sich Durchgänge,
in denen die Kühlluft fließt, und zwar derart, daß die Außenfläche des Reifens 17, welcher direkt das Abriebmaterial
lH trägt, von der Luft umspült wird, die vom stromab
gelegenen Ende gegen das stromauf gelegene Ende fließt, also im Gegenstrom zu derjenigen Luft, die aus dem Raum 8 gegen
den Raum 9 zwischen den dünnen Stegen 13 und dem Abriebmaterial 14 hindurchströmt. Die Fördermenge der Kühlluft
wird geregelt in Abhängigkeit von der Drehzahl der Strahlturbine, wie es noch weiter unten beschrieben werden soll.
Diese Anordnung bietet die Möglichkeit, eine im wesentlichen gleichmäßige Temperatur des Reifens 17 zu erzielen und dementsprechend
die Relativverformungen und die Schwankungen des Radialspiels zwischen den dünnen Stegen und dem Abriebmaterial
zu begrenzen/und dies für sämtliche Arbeitsbereiche
der Strahlturbine.
030016/0743
Die konische Innenwand 20 des Ringgehäuses 3 ist an der kleinen Basis mit einem Flansch 20a versehen, der sich an
den Flansch 2b des Wandabschnitts 2a anpaßt. Ferner weist der konische Reifen 19 des Trägers 15 an seiner kleinen Basis
einen Flansch 19a auf, der sich an den Flansch 20a anpaßt.
Die drei Flansche 2b, 20a und 19a sind gemeinsam durch Bolzen 21 befestigt, welche kranzförmig angeordnet sind.
Die großen Basen der konischen Reifen 17 und 19 schließen sich an zylindrische Abschnitte 17a und 19b an, die über
Bolzen 22 miteinander verbunden sind. Die kleine Basis des konischen Reifens 18 ist mit einem Flansch 18a versehen,
der sich an einen zylindrischen Abschnitt l8b anschließt, welcher sich an den Innenrand des Flanschs 19a anpaßt, wobei
der Flansch 18a zwischen Muttern 21a und 21b eingespannt ist, welche auf die Verlängerungen der Bolzen 21 aufgeschraubt
sind.
Der Flansch 20a ist mit einer Mehrzahl von radialen Kanälen 23 versehen, die im Ringgehäuse 3 münden und zwischen den
Bolzen 21 hindurchgehen. Diese Kanäle 23 stehen stromauf mit dem Hohlraum 11 über Öffnungen 2k in Verbindung, die
durch den Flansch 2b hindurchgehen, während sie stromab mit Öffnungen 25 verbunden sind, die die Flansche 20a und 19a
durchdringen. Die Öffnungen 25 münden zwischen den Flanschen 19a und l8a in einem Ringkanal 26, der zwischen dem Flansch
l8a und einer Abschirmung 27 aus Blechkonstruktion gebildet wird. Die Abschirmung ist eingespannt zwischen der Mutter
21a und einem Ring 21c, welcher den Schaft des Bolzens 21 umgibt. Der Ringkanal 26 steht mit einem konischen Raum
zwischen den Reifen 18 und 19 in Verbindung, wobei dieser Raum, inwdem er um die große Basis des konischen Reifens
herumgeht, mit einem konischen Raum 29 zwischen dem Reifen 18 und dem Reifen 17 verbunden ist. Die Räume oder Abstände
030016/0743
zwischen den Reifen werden von Querstreben 30 aufrechterhalten, die beispielsweise aus Kugeln oder aus Abschnitten
von kalibriertem Draht bestehen und an den Reifen festgeschweißt sind. Die Querstreben sind nicht in Figur 2, jedoch
in Figur 3 dargestellt. In der letztgenannten Figur tragen diejenigen Bauteile, die die gleiche Rolle wie die
in Figur 2 spielen, die gleichen Bezugsziffern, jedoch erhöht
um den Wert 100.
Der Diffusor 2 ist von einer Mehrzahl radialer Arme 31 durchsetzt,
die in gleichen Winkelabständen zueinander liegen und ihrerseits von radialen Durchlässen 32 durchdrungen sind.
Es besteht ferner die Möglichkeit, daß die radialen Arme von der Leitapparat-Beschaufelung gebildet werden, wodurch
gleichzeitig das Schaufelgitter Ib nach Figur 1 überflüssig
wird. Die radialen Schaufeln sind dann in gleicher Weise mit den Durchlässen 32 versehen. Letztere stehen, beispielsweise
über an beiden Enden gelenkig angeschlossene Rohre 33, mit einer Sammelleitung 3^ in Verbindung, die über ein Auslaßventil
35 in die Atmosphäre mündet. Das Auslaßventil wird durch die Drehzahl der Strahlturbine geregelt, und zwar
durch Einrichtungen, die in Figur 1 lediglich schematisch durch eine von der Hohlwelle 6 ausgehende Steuerlinie 36
angedeutet sind.
Die Kühlluft wird durch den Kanal 23 dem Ringgehäuse 3 der Verbrennungsvorrichtung entnommen, und zwar bei einem Druck
von 25 bar. Dies ist gegenüber einer geläufigeren Anordnung vorzuziehen, bei der die Entnahme stromauf des letzten Leitschaufelgitters
Ib des Kompressors 1 (Figur 1) erfolgt. Es
hat sich nämlich erfindungsgemäß herausgestellt, daß im Gegensatz zu dem, was man erwarten würde, die Temperatur
der Luft im Ringgehäuse merklich niedriger ist als die Lufttemperatur stromauf des Leitschaufelgitters Ib. Im Falle
des vorliegenden Ausführungsbeispiels, bei dem ein Druck von
030016/0743
25 bar innerhalb des Ringgehäuses herrscht, beträgt die Temperaturdifferenz etwa 50°. Ein Teil der Luft, der auf
diese Weise aus dem Ringgehäuse durch den Kanal 23 entnommen wird, gelangt durch die Öffnungen 24 in den Auslaß-Hohlraum
11 und von dort durch die Durchlässe 32 und die Rohre 33 in die Sammelleitung 34. Von hier aus tritt er
durch das Auslaßventil 35 in die Atmosphäre, sofern das Auslaßventil zumindest teilweise geöffnet ist. Der Rest
der Luft strömt durch die Öffnung 25 und den Ringkanal in den Raum 28, in welchem er vom stromauf gelegenen Ende
gegen das stromab gelegene Ende fließt, geht dann um das Ende des Reifens 18 herum und fließt vom stromab gelegenen
Ende gegen das stromauf gelegene Ende innerhalb des Raumes 29, wobei er die konische Außenfläche des Reifens 17
überstreicht und kühlt. Ferner sei auf folgendes hingewiesen. Da der von dem Raum 29 gebildete Kühlluftkanal
parallel zu der konischen Umhüllungsfläche der Enden 13a der schmalen Stege 13 verläuft, kann man dem Reifen 17
eine konstante Dicke über seiner gesamten Länge geben. Aufgrund dieser Anordnung in Verbindung mit der Gegenstrom-Zirkulation
der Kühlluft kann der Reifen 17 bei seinen thermischen Dehnungen und Kontraktionen parallel zu sich
selbst verbleiben. Ferner sei hervorgehoben, daß die Tatsache, daß die Kühlluft mit Sicherheit in den stromauf gelegenen
Raum 8 abgegeben wird, die Möglichkeit dafür bietet, die Luft parallel zur Umhüllungsfläche der Enden der schmalen
Stege zirkulieren zu lassen.
Die Luft, die auf diese Weise den Reifen 17 gekühlt hat,
strömt in den Raum 8 am stromauf gelegenen Ende des Abriebmaterials 14 ein, und zwar mit einem Druck, der noch
geringfügig höher als der in dem Raum 8 ist. Der größte Teil dieser Luft (etwa 75 %) tritt durch die Labyrinthdichtung
7 entsprechend dem Pfei" l6 hindurch, und der
030016/0743
Rest strömt in Richtung des Pfeils 37 gegen das stromauf gelegene Ende des Raums 8 und wird erneut in die Verdichter-Strömung
stromauf des letzten Leitschaufelgitters Ib eingeführt.
Wenn die Strahlturbine mit voller Drehzahl arbeitet, ist das Auslaßventil 35 geschlossen, so daß die gesamte Luft,
die durch den Kanal 23 entnommen wird, der Kühlung der Labyrinthdichtung dient. Bei einem Verzögern öffnet sich das
Auslaßventil in dem Maße, wie sich die Drehzahl vermindert, und zwar bis zur vollständigen Öffnung beim Stillstand. Der
Luft im Kanal 23 wird auf diese Weise ein Durchgang geöffnet, der wesentlich durchlässiger ist als die Durchströmung des
Abrieb-Trägers 15. Im Stillstand entweicht die gesamte Luft durch das geöffnete Auslaßventil 35 zur Atmosphäre, anstatt
sich ihren Weg durch den Abrieb-Träger zu erkämpfen.
Es sei darauf hingewiesen, daß die beschriebenen Ausführungsformen lediglich Beispiele darstellen und abgewandelt werden
können, insbesondere durch Substitution technischer Äquivalente, ohne daß der Rahmen der Erfindung verlassen
würde. Insbesondere ist die Erfindung nicht allein auf konische "Abrieb-Träger" anwendbar; sie läßt sich in gleicher
Weise auf Träger anderer Formen anwenden, beispielsweise auf zylindrische Träger. Außerdem kann im Falle von Bypass-Strahltriebwerken
das Auslaßventil in die Sekundärströmung münden.
Zusammenfassend schafft die Erfindung eine Labyrinthdichtung, die zwischen einer Welle 6 und einem Brennkammer-Gehäuse
3 einer Gasturbine sitzt.
Der Träger 17 derjenigen Abschnitte l^J der Dichtung, die
mit den dünnen Stegen 13 zusammenwirken, wird von einem Luft-
03001-6/0743
strom gekühlt, der vom stromab gelegenen Ende zum stromauf gelegenen Ende der Dichtung parallel zu der Umhüllungsfläche
der Enden 13a der schmalen Stege fließt und entsprechend den Pfeilen 16 und 37 in dem stromauf gelegenen Raum 8
mündet. Die Kühlluft wird dem Gehäuse 3 durch eine Leitung 23 entnommen, die über den Strömungsweg 24,11,32,33,31I mit
einem Auslaßventil 35 in Verbindung steht, welches durch die Drehzahl der Gasturbine gesteuert wird.
Die Erfindung ist anwendbar auf Luftfahrt-Strahlturbinen.
;i»
Pfatent
030016/0743
Leerseite
Claims (6)
- Dipl.-!ng. H. :.;·ϊ.01.EHLICiI
OlCü'JAiJND ι ρ ι. -1 π ι. κ. 0!J;:.i;"i::.!AiJN 00*50190Tr. rcr. nat. W. K 'M! J E Π ΔΌΟϋ IQQDipl. - Ing. J. S C M:.;! ΰ ί - E V E Π S -/-SteinscJcrfslr.iO. SOCO MOXC! Wi 22 '27. September 1979SOCIETE NATIONALE D1ETUDE ET DECONSTRUCTION DE MOTEURS D'AVIATION(S.N.E. CM. A. ) 19822, Boulevard Victor
Paris /FrankreichPATENTANSPRÜCHE( 1/ Vorrichtung zum Kühlen einer Labyrinthdichtung, die um eine einen Luftverdichter mit einer Turbine verbindende Welle herum angeordnet ist, um einen Luft-Raum oder stromauf gelegenen Raum von einem Gas-Raum oder stromab gelegenen Raum zu trennen, wobei die Labyrinthdichtung dünne Stege aufweist, die sich relativ schnell bezüglich einer verschleißbaren stationären Fläche bewegen, dadurch gekennzeichnet,daß ein Ringkanal (29), der einen Träger (17) des Abriebmaterials (1*0 der Labyrinthdichtung (7) umgibt und dieselbe Rotationsform wie die Umhüllungsfläche der dünnen Stege (13) der Labyrinthdichtung besitzt, mit seinem stromab gelegenen Ende an einen Lufteinlaß (23) angeschlossen ist, welcher in einer Wand (20) eines Gehäuses (3) einer Verbrennungsvorrichtung (4) vorgesehen ist, während das andere Ende des Ringkanals (29) stromauf der Labyrinthdichtung in dem Luft-Raum (8) von geringerem Druck mündet, der die03001670743Welle (6) des Verdichters (1) umgibt. - 2. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Lufteinlaß (23) mit einem Auslaßventil (35) von regelbarer Durchlaßgröße in Verbindung steht.
- 3. Vorrichtung nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß das Auslaßventil (35) automatisch derart steuerbar ist, daß es in dem Maße öffnet, wie die Geschwindigkeit abnimmt.
- 4. Vorrichtung nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß das Auslaßventil (35) von der Drehzahl der Gasturbine oder der Luftfahrt-Strahlturbine steuerbar ist.
- 5. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 2 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß das Auslaßventil (35) in die Atmosphäre mündet.
- 6. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 2 bis 4 in Anwendung auf eine Luftfahrt-Strahlturbine mit Bypass-nStrömung, dadurch gekennzeichnet, daß das Auslaßventil (35) in die Bypass-Strömung mündet.030016/0743
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR7828166A FR2437544A1 (fr) | 1978-09-27 | 1978-09-27 | Perfectionnements aux joints a labyrinthe |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE2939188A1 true DE2939188A1 (de) | 1980-04-17 |
DE2939188C2 DE2939188C2 (de) | 1990-11-29 |
Family
ID=9213248
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE19792939188 Granted DE2939188A1 (de) | 1978-09-27 | 1979-09-27 | Vorrichtung zum kuehlen einer labyrinthdichtung |
Country Status (4)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US4320903A (de) |
DE (1) | DE2939188A1 (de) |
FR (1) | FR2437544A1 (de) |
GB (1) | GB2036197B (de) |
Families Citing this family (37)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE3326299A1 (de) * | 1983-07-21 | 1985-02-07 | MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München | Spaltausbildung zwischen einem feststehenden und einem sich drehenden teil |
FR2558900B1 (fr) * | 1984-02-01 | 1988-05-27 | Snecma | Dispositif d'etancheite peripherique d'aubage de compresseur axial |
FR2560293B1 (fr) * | 1984-02-29 | 1988-04-08 | Snecma | Dispositif de fixation d'un anneau d'etancheite pour le controle des jeux d'un joint a labyrinthe de turbomachine |
US4513975A (en) * | 1984-04-27 | 1985-04-30 | General Electric Company | Thermally responsive labyrinth seal |
FR2570763B1 (fr) * | 1984-09-27 | 1986-11-28 | Snecma | Dispositif de controle automatique du jeu d'un joint a labyrinthe de turbomachine |
FR2570764B1 (fr) * | 1984-09-27 | 1986-11-28 | Snecma | Dispositif de controle automatique du jeu d'un joint a labyrinthe de turbomachine |
US5037114A (en) * | 1990-01-26 | 1991-08-06 | Westinghouse Electric Corp. | Labyrinth seal for steam turbines |
US5090865A (en) * | 1990-10-22 | 1992-02-25 | General Electric Company | Windage shield |
US5284347A (en) * | 1991-03-25 | 1994-02-08 | General Electric Company | Gas bearing sealing means |
US5224713A (en) * | 1991-08-28 | 1993-07-06 | General Electric Company | Labyrinth seal with recirculating means for reducing or eliminating parasitic leakage through the seal |
US5226788A (en) * | 1991-12-23 | 1993-07-13 | General Electric Company | Turbine heat shield and bolt retainer assembly |
US5211535A (en) * | 1991-12-30 | 1993-05-18 | General Electric Company | Labyrinth seals for gas turbine engine |
US5218816A (en) * | 1992-01-28 | 1993-06-15 | General Electric Company | Seal exit flow discourager |
US5232339A (en) * | 1992-01-28 | 1993-08-03 | General Electric Company | Finned structural disk spacer arm |
US5332358A (en) * | 1993-03-01 | 1994-07-26 | General Electric Company | Uncoupled seal support assembly |
GB9717857D0 (en) * | 1997-08-23 | 1997-10-29 | Rolls Royce Plc | Fluid Seal |
DE19738671B4 (de) * | 1997-09-04 | 2007-03-01 | Alstom | Dichtungsanordnung |
FR2861129A1 (fr) * | 2003-10-21 | 2005-04-22 | Snecma Moteurs | Dispositif de joint a labyrinthe pour moteur a turbine a gaz |
US7025565B2 (en) | 2004-01-14 | 2006-04-11 | General Electric Company | Gas turbine engine component having bypass circuit |
US7249463B2 (en) * | 2004-09-15 | 2007-07-31 | General Electric Company | Aerodynamic fastener shield for turbomachine |
US7234918B2 (en) * | 2004-12-16 | 2007-06-26 | Siemens Power Generation, Inc. | Gap control system for turbine engines |
US20070065276A1 (en) * | 2005-09-19 | 2007-03-22 | Ingersoll-Rand Company | Impeller for a centrifugal compressor |
US20070063449A1 (en) * | 2005-09-19 | 2007-03-22 | Ingersoll-Rand Company | Stationary seal ring for a centrifugal compressor |
US20080061515A1 (en) * | 2006-09-08 | 2008-03-13 | Eric Durocher | Rim seal for a gas turbine engine |
US7726021B2 (en) * | 2006-09-28 | 2010-06-01 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Labyrinth seal repair |
US20090072487A1 (en) * | 2007-09-18 | 2009-03-19 | Honeywell International, Inc. | Notched tooth labyrinth seals and methods of manufacture |
WO2009107437A1 (ja) * | 2008-02-28 | 2009-09-03 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン及びガスタービンの車室開放方法 |
US8292592B2 (en) * | 2008-04-02 | 2012-10-23 | United Technologies Corporation | Nosecone bolt access and aerodynamic leakage baffle |
US8206080B2 (en) * | 2008-06-12 | 2012-06-26 | Honeywell International Inc. | Gas turbine engine with improved thermal isolation |
US8459941B2 (en) * | 2009-06-15 | 2013-06-11 | General Electric Company | Mechanical joint for a gas turbine engine |
US10352245B2 (en) * | 2015-10-05 | 2019-07-16 | General Electric Company | Windage shield system and method of suppressing resonant acoustic noise |
US10633992B2 (en) | 2017-03-08 | 2020-04-28 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Rim seal |
US10598038B2 (en) | 2017-11-21 | 2020-03-24 | Honeywell International Inc. | Labyrinth seal with variable tooth heights |
WO2020112136A1 (en) * | 2018-11-30 | 2020-06-04 | Siemens Aktiengesellschaft | Mid-frame section of a gas turbine engine and corresponding method of adjusting radial rotor clearance |
US11293295B2 (en) | 2019-09-13 | 2022-04-05 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Labyrinth seal with angled fins |
CN110829720B (zh) * | 2019-12-11 | 2020-10-09 | 湘电风能有限公司 | 一种中速永磁风力发电机结构 |
US11555410B2 (en) * | 2020-02-17 | 2023-01-17 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Labyrinth seal with variable seal clearance |
Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CH267497A (de) * | 1947-03-13 | 1950-03-31 | Rolls Royce | Gasturbinenanlage. |
US3527053A (en) * | 1968-12-11 | 1970-09-08 | Gen Electric | Gas turbine engine with improved gas seal |
GB1248198A (en) * | 1970-02-06 | 1971-09-29 | Rolls Royce | Sealing device |
Family Cites Families (15)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE493180C (de) * | 1930-03-03 | Siemens Schuckertwerke Akt Ges | Labyrinthstopfbuechse fuer Dampfturbinen | |
FR677118A (fr) * | 1928-07-30 | 1930-03-04 | Rateau Soc | Garniture de turbine à vapeur pour haute surchauffe |
GB775057A (en) * | 1955-06-16 | 1957-05-15 | Blackburn & Gen Aircraft Ltd | Improvements in or relating to gas turbine engines |
BE555465A (de) * | 1956-03-02 | |||
US2891808A (en) * | 1957-06-20 | 1959-06-23 | Falk Corp | Oil-and-vapor shaft-seal |
US3339933A (en) * | 1965-02-24 | 1967-09-05 | Gen Electric | Rotary seal |
FR1492590A (fr) * | 1966-09-13 | 1967-08-18 | Caterpillar Tractor Co | Perfectionnements aux moteurs à turbine à gaz |
US3603599A (en) * | 1970-05-06 | 1971-09-07 | Gen Motors Corp | Cooled seal |
US3679217A (en) * | 1970-10-27 | 1972-07-25 | Allis Chalmers Mfg Co | Automatic shutdown seal |
US3836156A (en) * | 1971-07-19 | 1974-09-17 | United Aircraft Canada | Ablative seal |
US3756020A (en) * | 1972-06-26 | 1973-09-04 | Curtiss Wright Corp | Gas turbine engine and cooling system therefor |
US3800864A (en) * | 1972-09-05 | 1974-04-02 | Gen Electric | Pin-fin cooling system |
US3825365A (en) * | 1973-02-05 | 1974-07-23 | Avco Corp | Cooled turbine rotor cylinder |
US3989410A (en) * | 1974-11-27 | 1976-11-02 | General Electric Company | Labyrinth seal system |
US4190397A (en) * | 1977-11-23 | 1980-02-26 | General Electric Company | Windage shield |
-
1978
- 1978-09-27 FR FR7828166A patent/FR2437544A1/fr active Granted
-
1979
- 1979-09-25 GB GB7933213A patent/GB2036197B/en not_active Expired
- 1979-09-27 US US06/079,433 patent/US4320903A/en not_active Expired - Lifetime
- 1979-09-27 DE DE19792939188 patent/DE2939188A1/de active Granted
Patent Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CH267497A (de) * | 1947-03-13 | 1950-03-31 | Rolls Royce | Gasturbinenanlage. |
US3527053A (en) * | 1968-12-11 | 1970-09-08 | Gen Electric | Gas turbine engine with improved gas seal |
GB1248198A (en) * | 1970-02-06 | 1971-09-29 | Rolls Royce | Sealing device |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
FR2437544B1 (de) | 1982-03-05 |
GB2036197A (en) | 1980-06-25 |
US4320903A (en) | 1982-03-23 |
DE2939188C2 (de) | 1990-11-29 |
GB2036197B (en) | 1982-12-15 |
FR2437544A1 (fr) | 1980-04-25 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
DE2939188A1 (de) | Vorrichtung zum kuehlen einer labyrinthdichtung | |
DE3447717C2 (de) | Axial durchströmtes Bläsertriebwerk | |
DE3447740C2 (de) | Gasturbinentriebwerk | |
DE2948811C2 (de) | ||
DE2360468C2 (de) | Turbinengehäuse | |
DE2406277C2 (de) | Kühllufteinlaß | |
DE2542765C2 (de) | Infrarotstrahlungsunterdrückungseinrichtung für ein Flugzeug-Gasturbinentriebwerk | |
DE1475702B2 (de) | Labyrinthdichtung für Bypaß-Gasturbinenstrahltriebwerke | |
DE2149619A1 (de) | Turbinenstrahltriebwerk fuer senkrechtoder kurzstartende bzw. landende flugzeuge | |
DE1951198C3 (de) | Brennkammer für Gasturbinen | |
DE2925941C2 (de) | Diffusor für ein Fluidantriebsgerät | |
DE2632386A1 (de) | Gasturbinentriebwerk | |
DE1245644B (de) | Brennkammer fuer Gasturbinentriebwerke | |
DE2047648A1 (de) | Axial Gasturbine der Scheibenbauart | |
DE2356721B2 (de) | Kühleinrichtung für hohle Laufschaufeln einer axial durchströmten Turbine | |
DE2354504A1 (de) | Versteifung fuer brennerauskleidung | |
DE2309715A1 (de) | Gasturbinentriebwerk mit flaechensteuerungseinsatz | |
DE3023900A1 (de) | Diffusorvorrichtung und damit ausgeruestetes gasturbinentriebwerk | |
DE1626114A1 (de) | Gasturbinenstrahltriebwerk | |
DE2129985A1 (de) | Gasturbinenanlage | |
DE1081768B (de) | Einrichtung zum Verhindern des Eisansatzes an einem Flugzeug-Gasturbinentriebwerk mit Axialverdichter | |
DE2808051A1 (de) | Brennkammer fuer eine gasturbine o.dgl. | |
EP0928364A1 (de) | Kompensation des druckverlustes einer kühlluftführung in einer gasturbinenanlage | |
DE2412242C2 (de) | Mantelstromtriebwerk | |
DE102015113418A1 (de) | Brennkammerkappenanordnung |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
8110 | Request for examination paragraph 44 | ||
D2 | Grant after examination | ||
8364 | No opposition during term of opposition | ||
8339 | Ceased/non-payment of the annual fee |