DE3909369A1

DE3909369A1 - GAS TURBINE GAP CONTROL

Info

Publication number: DE3909369A1
Application number: DE3909369A
Authority: DE
Inventors: Bandadi Shekar Shetty; L D Shotts
Original assignee: General Electric Co
Current assignee: General Electric Co
Priority date: 1988-03-31
Filing date: 1989-03-22
Publication date: 1989-10-26
Also published as: JPH02146229A; GB8907283D0; GB2217788A; IT1228780B; IT8919961A0; FR2629517A1

Abstract

The size of a shroud 39 around the turbine blading 36 is controlled by air discharged from three annular delivery ducts 120 onto the shroud support 102 and fins 111 and 114. An annular plenum 117 supplies the air to the delivery ducts. The arrangement of holes (205, Fig 5) between the ducts and plenum serve to keep the delivered air at a uniform temperature, in order to prevent the shroud from attaining a non-circular state because of temperature variations. The spent air 176 is kept in contact with the plenum to insulate the plenum in order to further reduce temperature variations of the delivered air before discharge through an outlet 182 into the amblent air. The air is supplied from the final stage of the engine compressor and flow may by increased during engine acceleration and terminated during deceleration. <IMAGE>

Description

Die Erfindung bezieht sich auf eine Einrichtung, die den Ab stand oder Spalt zwischen a) den Spitzen von Turbinenschaufeln und b) einem Mantel steuert, der die Schaufeln in einem Gas turbinen-Flugtriebwerk umgibt. Es ist wichtig, den Spalt so klein wie möglich zu halten, um einen hohen Brennstoff-Wirkungs grad aus dem Triebwerk zu erhalten.The invention relates to a device that the Ab stood or gap between a) the tips of turbine blades and b) a jacket that controls the blades in a gas turbine aircraft engine surrounds. It is important to leave the gap like this to keep it as small as possible to achieve a high fuel efficiency straight from the engine.

Fig. 1 zeigt ein Doppelrotor-Turbofan-Flugtriebwerk. Eine ein tretende Luftströmung 3 wird zunächst durch einen Zusatzverdich ter 6 verdichtet und dann einem Hochdruck-Verdichter 9 zuge führt, in dem die Luft weiter verdichtet wird und von dem die verdichtete Luft einer Brennkammer 12 zugeführt wird. In der Brennkammer wird Brennstoff in die verdichtete Luft eingespritzt, es wird eine Zündung herbeigeführt und die eine hohe Energie aufweisende Heißgasströmung 14, die dabei erzeugt wird, wird einer Hochdruckturbine 15 zugeführt. Fig. 1 shows a double-rotor turbofan aircraft engine shown. An incoming air flow 3 is first compressed by an additional compressor 6 and then leads to a high-pressure compressor 9 , in which the air is further compressed and from which the compressed air is fed to a combustion chamber 12 . In the combustion chamber, fuel is injected into the compressed air, ignition is brought about and the high-energy hot gas flow 14 which is generated in the process is fed to a high-pressure turbine 15 .

Der Aufprall der hochenergetischen Gasströmung 14 bewirkt eine Rotation der Hochdruckturbine 15, die ihrerseits den damit ver bundenen Hochdruckverdichter 9 in Drehung versetzt. Die hoch energetische Gasströmung 14 wird dann einer Niederdruckturbine 18 zugeführt, die dadurch ebenfalls in Drehung versetzt wird und den Zusatzverdichter 6 und einen ummantelten Bläser 21 an treibt. Der Bläser 21 erzeugt eine antreibende Luftströmung 24, die den größten Teil des durch das Triebwerk erzeugten Schubes erzeugt, während die restliche Gasströmung 27, die aus der Nie derdruckturbine 18 austritt, für zusätzlichen Schub sorgt.The impact of the high-energy gas flow 14 causes a rotation of the high-pressure turbine 15 , which in turn sets the associated high-pressure compressor 9 in rotation. The high-energy gas flow 14 is then fed to a low-pressure turbine 18 , which is thereby also set in rotation and drives the additional compressor 6 and a jacketed blower 21 . The blower 21 generates a driving air flow 24 , which generates most of the thrust generated by the engine, while the remaining gas flow 27 , which emerges from the never derdruckturbine 18 , provides additional thrust.

Von der Hochdruckturbine 15 ist ein Bereich 30 in Fig. 2 ge nauer gezeigt. Dort ist ein Spalt 33 zwischen Schaufeln 36 der Hochdruckturbine 15 gemäß Fig. 1 und einem Mantel oder Stator 39 gezeigt, der die Turbinenschaufeln umgibt. Dieser Spalt 33 soll so klein wie möglich gehalten werden, um die Leckage von Gasen, wie sie durch den Pfeil 42 angedeutet sind, auf ein Minimum zu senken. Diese Leckgase üben tatsächlich kein Moment auf die Turbinenschaufeln 36 aus und stellen somit ein Energie verlust dar.From the high pressure turbine 15 , an area 30 is shown in more detail in FIG. 2. There is shown a gap 33 between blades 36 of the high-pressure turbine 15 according to FIG. 1 and a jacket or stator 39 which surrounds the turbine blades. This gap 33 should be kept as small as possible in order to minimize the leakage of gases, as indicated by the arrow 42 . These leak gases actually do not exert a moment on the turbine blades 36 and thus represent a loss of energy.

Es könnte der Gedanke auftreten, daß das Leckproblem durch den einfachen Ausweg beseitigt werden könnte, das Triebwerk mit einem ausreichend kleinen Spalt 33 herzustellen, der die Leckage auf einen zulässigen Wert begrenzt. Dies ist jedoch nicht der Fall, weil mehrere Faktoren dazu führen, daß der Spalt 33 sich während des Triebwerksbetriebes ändert. Nachfolgend werden fünf dieser Faktoren erläutert.The thought could arise that the leak problem could be eliminated by the simple way out of producing the engine with a sufficiently small gap 33 , which limits the leakage to a permissible value. However, this is not the case because several factors cause gap 33 to change during engine operation. Five of these factors are discussed below.

Erstens expandieren während der Beschleunigung der Hochdruck turbine 15 gemäß Fig. 1 von einer Bodenleerlaufdrehzahl von etwa 8600 Upm bis zu einer Abhebedrehzahl von etwa 14100 Upm der Turbinenrotor 45 und die Schaufeln 36 gemäß den Fig. 1 und 2 im Durchmesser (Abmessung 48 in Fig. 1) aufgrund der Zentrifugalkraft. Diese Expansion wird gewöhnlich als "elasti sches Wachsen" bezeichnet und ist durch den Bereich 61 in Fig. 8 dargestellt. Diese Zentrifugalkraft ist sehr groß, was durch ein Beispiel gezeigt werden soll.First, during the acceleration of the high-pressure turbine 15 according to FIG. 1, the turbine rotor 45 and the blades 36 according to FIGS. 1 and 2 expand in diameter from a ground idling speed of approximately 8600 rpm to a lift-off speed of approximately 14100 rpm (dimension 48 in FIG. 1) due to the centrifugal force. This expansion is commonly referred to as "elastic growth" and is represented by area 61 in FIG . This centrifugal force is very large, which is to be shown by an example.

Die Zentrifugalbeschleunigung beträgt ω ² r, wobei ω die Win kelgeschwindigkeit in Radian pro Sekunde und r der Radius in Zentimeter (Fuß) sind. 14100 Umdrehungen pro Minute entsprechen 235 Umdrehungen pro Sekunde. Wenn der Durchmesser 48 0,6 Meter (2 Fuß) beträgt, dann beträgt der Radius r 0,3 Meter (1 Fuß) und somit beträgt die Zentrifugalbeschleunigung (235×2π)²×r oder 2,18×10⁶×r m/sek.². Wenn dieser Wert durch die Erdbe schleunigung dividiert wird, nämlich 9,81 m/sek.^-2 bzw. 32,2 Fuß sek.^-2, dann ergibt sich eine Zentrifugalkraft von etwa 67700 g.The centrifugal acceleration is ω ² r, where ω is the angular velocity in radians per second and r is the radius in centimeters (feet). 14100 revolutions per minute correspond to 235 revolutions per second. If the diameter 48 is 0.6 meters (2 feet), then the radius r is 0.3 meters (1 foot) and thus the centrifugal acceleration (235 × 2 π ) is ² × r or 2.18 × 10 ⁶ × r m / sec. ^2nd If this value is divided by the acceleration due to gravity, namely 9.81 m / sec. ^-2 or 32.2 feet sec. ^-2 , then there is a centrifugal force of about 67700 g.

Dieses große Beschleunigungsfeld tritt sofort bei Beschleuni gung auf und bewirkt, daß der Durchmesser des Turbinenrotors größer wird. Die tatsächliche Durchmesservergrößerung von Boden leerlauf bis zu Startdrehzahl kann ein Millimeter (0,04 Zoll) be tragen. Wenn also der Durchmesser des Mantels 39 in Fig. 2 konstant bleibt, verkleinert das elastische Wachsen des Rotors den Spalt 33 und es entsteht das Risiko, daß die Schaufeln 36 mit dem Mantel 39 in Berührung kommen.This large acceleration field occurs immediately with acceleration and causes the diameter of the turbine rotor to become larger. The actual increase in diameter from idling to the starting speed can be one millimeter (0.04 inch). Thus, if the diameter of the jacket 39 in FIG. 2 remains constant, the elastic growth of the rotor reduces the gap 33 and there is a risk that the blades 36 come into contact with the jacket 39 .

Als zweiter Faktor, der etwa zur gleichen Zeit auftritt wie die Beschleunigung des Rotors 39, vergrößert sich der Durchmes ser des Mantels 39 aufgrund des erhöhten Druckes der Gasströ mung 14. Eine typische Druckerhöhung beträgt 2,9 bar Absolut druck (41 psia) am Punkt 40 in Fig. 1 während des Leerlaufes am Boden auf 26,7 bar Absolutdruck (380 psia) bei Abhebedreh zahl. Diese Druckerhöhung kann eine Vergrößerung des Mantel durchmessers 41 in Fig. 2 von 0,1 mm (0,004 Zoll) bewirken. Die Vergrößerung des Manteldurchmessers ist in etwa durch den Bereich 43 in Fig. 8 dargestellt.As a second factor, which occurs approximately at the same time as the acceleration of the rotor 39 , the diameter of the jacket 39 increases due to the increased pressure of the gas flow line 14 . A typical pressure increase is 2.9 bar absolute pressure (41 psia) at point 40 in Fig. 1 during idling on the ground to 26.7 bar absolute pressure (380 psia) at lifting speed. This pressure increase can cause the jacket diameter 41 in FIG. 2 to increase by 0.1 mm (0.004 inches). The enlargement of the jacket diameter is represented approximately by the area 43 in FIG. 8.

Als dritter Faktor, der etwa zur gleichen Zeit wie das ther mische Wachstum der Schaufel auftritt, erhöht sich die Tempera tur der Gasströmung 14, die in die Turbinenschaufeln 36 gemäß Fig. 2 eintritt, wodurch die Schaufeln 36 expandieren. Eine typische Temperaturerhöhung der Gasströmung 14 von Bodenleer lauf-zu-Abhebedrehzahlen kann von 720°C (1300°F) bis 1390°C (2500°F) liegen. Diese Temperaturerhöhung bewirkt, daß die Län ge 51 in Fig. 2 der Turbinenschaufeln 36 zunimmt, und zwar möglicherweise bis zu 0,635 mm (0,025 Zoll). Dieses thermische Schaufelwachstum ist in etwa durch den Bereich 38 in Fig. 8 dargestellt. Diese Längenvergrößerung hat ebenfalls die Ten denz, den Spalt 33 in Fig. 2 zu verkleinern. As a third factor that occurs approximately at the same time as the thermal growth of the blade, the temperature of the gas flow 14 that enters the turbine blades 36 shown in FIG. 2 increases, causing the blades 36 to expand. A typical increase in temperature of the gas flow 14 from bottom to bottom lift speeds may be from 720 ° C (1300 ° F) to 1390 ° C (2500 ° F). This increase in temperature causes the length 51 in FIG. 2 of the turbine blades 36 to increase, possibly up to 0.635 mm (0.025 inches). This thermal blade growth is approximately represented by the area 38 in FIG. 8. This increase in length also has the ten denz to reduce the gap 33 in Fig. 2.

Als vierter Faktor erwärmt die erhöhte Temperatur der auf die Turbinenschaufeln auftreffenden Gasströmung 14 auch den Mantel 39 in Fig. 2, wodurch eine Vergrößerung des Manteldurchmes sers herbeigeführt wird. Jedoch ist die Vergrößerung des Mantel durchmessers viel langsamer als die drei Abmessungsänderungen, die aus den drei zuvor erläuterten Faktoren resultieren, und sie ist durch die graduelle Vergrößerung im Manteldurchmesser in dem Bereich 44 in Fig. 8 dargestellt.As a fourth factor, the elevated temperature of the gas flow 14 impinging on the turbine blades also heats the jacket 39 in FIG. 2, thereby causing an increase in the jacket diameter. However, the enlargement of the jacket diameter is much slower than the three dimensional changes resulting from the three factors discussed above, and is represented by the gradual enlargement in jacket diameter in area 44 in FIG. 8.

Der fünfte Faktor bezieht sich auf das thermische Wachsen der Turbinenscheibe 45 A des Turbinenrotors 45. Die Scheibe 45 A ist zwar nicht den heißen Brennkammerabgasen 14 gemäß Fig. 1 ausge setzt, aber sie befindet sich in der heißen Luft, die von dem Verdichter 9 des Triebwerks abgezapft wird.The fifth factor relates to the thermal growth of the turbine disk 45 A of the turbine rotor 45 . The disc 45 A is not out of the hot combustion chamber exhaust gases 14 according to FIG. 1, but it is in the hot air which is drawn off by the compressor 9 of the engine.

Verdichterabzapfungen werden verwendet, um gewisse Aufgaben zu erfüllen, wie beispielsweise das Reinigen des Innenbereiches 54 des Triebwerkes von Schmiermitteldämpfen und anderen Gasen. Die Verdichterabzapfungen befinden sich auf einer höheren Temperatur als der Umgebungstemperatur, wodurch der Turbinenrotor 45 ge mäß Fig. 2 graduell eine höhere Temperatur als die Umgebungs temperatur annimmt und somit expandiert. Die Expansion ist gra duell, weil die Verdichterabzapfungen nicht so heiß wie die Luftströmung 14 sind und weil die thermische Masse des Rotors die Rotorerwärmung verzögert. Das thermische Wachsen des Ro tors ist durch den Bereich 55 in Fig. 8 dargestellt.Compressor taps are used to perform certain tasks, such as cleaning the interior 54 of the engine from lubricant vapors and other gases. The compressor taps are at a higher temperature than the ambient temperature, as a result of which the turbine rotor 45 according to FIG. 2 gradually assumes a higher temperature than the ambient temperature and thus expands. The expansion is gra duell because the compressor taps are not as hot as the air flow 14 and because the thermal mass of the rotor delays the rotor heating. The thermal growth of the rotor is represented by area 55 in FIG. 8.

Es wird wiederholt: Der Spalt 33 in Fig. 2 wird durch die fol genden Faktoren in der folgenden angenäherten Reihenfolge be einflußt. Zunächst tritt (1) elastisches Wachsen des Rotors auf und daran schließt sich (2) thermisches Wachsen der Schaufel an, und diese zwei Faktoren haben die Tendenz, den Durchmesser der Schaufelspitzen 56 in Fig. 2 der Turbinenschaufeln zu vergrö ßern. Dann treten (3) Druckwachsen des Stators und (4) ther misches Wachsen des Stators auf, die die Tendenz haben, den Durchmesser 41 des Stators 39 zu vergrößern. Danach tritt (5) thermisches Wachsen des Rotors auf, das den Durchmesser der Spitzen 56 weiter vergrößert.It is repeated: The gap 33 in Fig. 2 is influenced by the fol lowing factors in the following approximate order. First there is (1) elastic growth of the rotor followed by (2) thermal growth of the blade, and these two factors tend to increase the diameter of the blade tips 56 in Fig. 2 of the turbine blades. Then (3) pressure growth of the stator and (4) thermal growth of the stator occur, which tend to increase the diameter 41 of the stator 39 . Thereafter, (5) thermal growth of the rotor occurs, which further increases the diameter of the tips 56 .

Es soll nun Fig. 8 genauer betrachtet werden. Die Triebwerks beschleunigung beginnt zu einer Zeit von Null Sekunden. Es ist zu ersehen, daß der Spalt bei Bodenleerlauf die Strecke zwi schen den Punkten 60 und 63 ist, die durch den Punkt 66 ange geben ist und etwa 0,838 mm (0,033 Zoll) beträgt. Nach dem Ab lauf von etwa 10 Sekunden ist eine Abhebedrehzahl von 14100 Upm erreicht worden, wie es durch das Kästchen 68 angegeben ist, und das zentrifugale Wachsen des Rotors bewirkt ein Wachsen bis zum Punkt 71, wodurch der Spalt auf die Länge 74 zusammen schrumpft. Aus Fig. 8 wird deutlich, daß innerhalb des Kreises 90 ein minimaler Spalt entsteht, der dann zunimmt, wenn die Zeit fortschreitet. Derartige Minimalwerte werden als "Einschnürungs punkte" bezeichnet und stellen einen Grenzwert für den minimalen Spalt 33 in Fig. 2 dar, der in das Triebwerk eingebaut werden kann. Wenn beispielsweise der Rotor so ausgelegt wäre, daß sein Anfangsspalt durch den Punkt 93 in Fig. 8 dargestellt wäre, würde der Rotor bei Beschleunigung der gestrichelten Linie 94 folgen und am Punkt 96 auf das Gehäuse prallen, was nicht zu lässig ist.It is now to FIG. 8 are considered more accurate. Engine acceleration begins at zero seconds. It can be seen that the gap at floor idle is the distance between points 60 and 63 , which is indicated by point 66 and is approximately 0.838 mm (0.033 inches). After approximately 10 seconds, a lift-off speed of 14100 rpm has been reached, as indicated by box 68 , and the centrifugal growth of the rotor causes it to grow to point 71 , causing the gap 74 to shrink to length 74 . From Fig. 8 it is clear that within the circle 90 there is a minimal gap which increases as time progresses. Such minimum values are referred to as "constriction points" and represent a limit value for the minimum gap 33 in FIG. 2, which can be installed in the engine. For example, if the rotor were designed so that its initial gap would be represented by point 93 in FIG. 8, the rotor would follow the dashed line 94 when accelerating and would hit the housing at point 96 , which is not permissible.

Ein anderer Einschnürungspunkt tritt während eines Zustandes auf, der als "heißer Rotorrückstoß" bekannt ist und nun erläutert werden soll. Wenn ein Flugzeugpilot den Gashebel zurücknimmt, wie beispielsweise beim Abstieg zur Landung, verkleinert sich die Kerndrehzahl, die die Drehzahl des Hochdruckverdichters 9 in Fig. 2 ist, wodurch die auf den Rotor ausgeübte Zentrifugal kraft verkleinert und dadurch das elastische Wachstum des Ro tors verkleinert wird, das dieser zuvor erfahren hat.Another necking point occurs during a condition known as "hot rotor recoil" and will now be discussed. When an aircraft pilot takes the throttle back, such as when descending to land, the core speed, which is the speed of the high pressure compressor 9 in Fig. 2, decreases, thereby reducing the centrifugal force exerted on the rotor and thereby reducing the elastic growth of the rotor that he has previously experienced.

Zusätzlich nimmt die Temperatur der Gasströmung 14, die auf die Schaufeln der Turbine 15 prallt, ab und demzufolge wird das thermische Wachsen der Schaufeln kleiner und, da diese Gas strömung auch mit dem Gehäuse 39 in Berührung ist, der Durch messer des Gehäuses wird ebenfalls kleiner, obwohl das Schrump fen des Gehäuses 39 um einige Sekunden später auftritt als das Schrumpfen des Rotors.In addition, the temperature of the gas flow 14 that impinges on the blades of the turbine 15 decreases, and consequently the thermal growth of the blades becomes smaller and, since this gas flow is also in contact with the housing 39 , the diameter of the housing also becomes smaller , although the shrinking of the housing 39 occurs a few seconds later than the shrinking of the rotor.

Nach dieser Zurücknahme des Gashebels kann, aus vielfältigen Gründen, der Pilot eine plötzliche Schubvergrößerung anfordern, woraufhin die Turbine 15 auf eine hohe Drehzahl beschleunigt. Die Scheibe 45 A erfährt eine Expansion aufgrund der Zentrifugal kraft, die nahezu augenblicklich ist und den Spalt 33 verkleinert. Etwas später bewirkt die Wärme die Luftströmung 14, daß die Tur binenschaufeln expandieren und den Spalt weiter verkleinern.After this retraction of the throttle control, the pilot can request a sudden increase in thrust for a variety of reasons, whereupon the turbine 15 accelerates to a high speed. The disc 45 A experiences an expansion due to the centrifugal force, which is almost instantaneous and narrows the gap 33 . A little later, the heat causes the air flow 14 to expand the door blades and further narrow the gap.

Diese besondere Spaltverkleinerung bewirkt einen schwerwiegen deren Einschnürungspunkt als der zuvor beschriebene, weil die Scheibe 45 A einen Großteil ihres früheren thermischen Wachsens beibehalten hat, obwohl das Gehäuse 39 abgekühlt und geschrumpft ist. In einem gewissen Sinne ist die Situation als ob ein Rotor am Punkt 61 A in Fig. 8 an ein Gehäuse am Punkt 61 B angepaßt ist: Alle Faktoren, die eine Rotorexpansion bewirken, sind nahe zu vollständig entwickelt, aber bezüglich der Gehäuseexpansion ist das gesamte thermische Wachstum im Bereich 44 noch nicht aufgetreten.This particular gap reduction causes a severe constriction point than that previously described because the washer 45 A has retained much of its previous thermal growth, although the housing 39 has cooled and shrunk. In a sense, the situation as is whether a rotor at the point 61 A in Figure 8 is fitted to a housing at the point 61 B:. All of the factors which cause a rotor expansion, have been developed close completely, but with respect to the housing expansion, the entire thermal growth in area 44 has not yet occurred.

Um dieser Situation abzuhelfen, wird der Durchmesser des Gehäu ses 39 im kalten Zustand so ausgelegt, daß der Rotor frei ist, wenn er diese augenblickliche Expansion erfährt. Jedoch ist die ser Spalt (nicht gezeigt) größer, als er zur Aufnahme des Ein schnürungspunktes 90 in Fig. 8 erforderlich ist, und bewirkt somit, daß der Spalt unter den meisten Betriebsbedingungen un nötig groß ist. Deshalb wird, um diese Einschnürungspunkte zu beseitigen, und aus anderen Gründen, eine aktive Spaltsteuerung verwendet, um den Durchmesser des Gehäuses 39 zu steuern, indem heiße und kalte Luft auf das Gehäuse geblasen wird.To remedy this situation, the diameter of the housing 39 is designed in the cold state so that the rotor is free when it experiences this instantaneous expansion. However, this gap (not shown) is larger than that required to accommodate a lacing point 90 in FIG. 8, and thus causes the gap to be unnecessarily large under most operating conditions. Therefore, to eliminate these necking points, and for other reasons, active gap control is used to control the diameter of the housing 39 by blowing hot and cold air onto the housing.

Es ist Aufgabe der Erfindung, eine verbesserte Spaltsteuerung für eine Turbine in einem Gasturbinentriebwerk zu schaffen. It is an object of the invention to provide improved gap control to create for a turbine in a gas turbine engine.

Gemäß einem Ausführungsbeispiel der Erfindung trägt eine Mantel anordnung für eine Turbine ringförmige Rippen in radialen Ebenen der Turbine. Ein mit Löchern versehener Kanal, der sowohl mit den Rippen als auch den die Rippen tragenden Oberflächen im we sentlich konform ist, liefert Luft an die Mantelanordnung und erwärmt oder kühlt somit die Anordnung und verändert infolge dessen die Größe des Mantels. Eine Sammelkammer führt die Luft den Kanälen durch Verbindungen zu, die im engen Abstand ange ordnet sind, wodurch lange Bewegungsstrecken innerhalb des Ka nals und daraus resultierende Wärmeverluste eliminiert werden. Durch das zuletzt genannte Merkmal wird die der Mantelanordnung zuge führte Luft auf einer gleichmäßigeren Temperatur auf dem Mantel umfang gehalten, als dies bei bekannten Vorrichtungen der Fall ist.According to an embodiment of the invention, a jacket is worn arrangement for a turbine annular ribs in radial planes the turbine. A channel with holes, which is both with the ribs as well as the surfaces supporting the ribs in the we is substantially compliant, provides air to the jacket assembly and thus heats or cools the arrangement and changes as a result its the size of the coat. A collection chamber guides the air the channels through connections that are located at a close distance are arranged, whereby long movement distances within the Ka nals and the resulting heat losses can be eliminated. By the last-mentioned feature is added to the jacket arrangement carried air at a more uniform temperature on the mantle scope kept as is the case with known devices is.

Die Erfindung wird nun mit weiteren Merkmalen und Vorteilen an hand der Beschreibung und Zeichnung von Ausführungsbeispielen näher erläutert.The invention will now have further features and advantages hand the description and drawing of exemplary embodiments explained in more detail.

Fig. 1 stellt ein Gasturbinentriebwerk dar. Fig. 1 illustrates a gas turbine engine.

Fig. 2 zeigt schematisch den Detailbereich 30 in Fig. 1. FIG. 2 schematically shows the detail area 30 in FIG. 1.

Fig. 3 zeigt ein Ausführungsbeispiel der Erfindung. Fig. 3 shows an embodiment of the invention.

Fig. 4 zeigt in einer perspektivischen Darstellung die Sammel kammer 117 und die Kanäle 120 A-C in Fig. 3. Fig. 4 shows a perspective view of the collecting chamber 117 and the channels 120 A - C in Fig. 3rd

Fig. 5 ist eine Ansicht längs der Linien 5-5 in Fig. 4. FIG. 5 is a view taken along lines 5-5 in FIG. 4.

Fig. 6 zeigt die Luftströmung durch die Einrichtung gemäß Fig. 4. FIG. 6 shows the air flow through the device according to FIG. 4.

Fig. 7 zeigt die Luftströmung durch eine bekannte Vorrichtung ähnlich dem Kanal 120 A in Fig. 4. FIG. 7 shows the air flow through a known device similar to duct 120 A in FIG. 4.

Fig. 8 zeigt in einem Kurvenbild den Turbinenspalt als eine Funktion der Zeit während einer Beschleunigung. Figure 8 shows the turbine gap in a graph as a function of time during acceleration.

Fig. 3 stellt die Halterungsstruktur für den Mantel 39 gemäß Fig. 2 dar. Der Mantel 39 ist an einer Mantelhalterung 102 durch zwei Aufhänger 105 und 108 befestigt. Die Mantelhalterung 102 enthält zwei ringförmige scheibenförmige Rippen 111 und 114. Die Rippen 111 und 114 wirken als Wärmetauscher, was aus der folgenden Beschreibung noch deutlicher werden wird. (Der Be griff "Mantelanordnung" wird hier in dem Sinne verwendet, daß er sich auf alle strukturellen Elemente bezieht, die zur Steue rung des Durchmessers der Oberfläche 39 A in Fig. 3 wirken, die zusammen mit einer Schaufel 36 den Spalt 33 bildet. Zu diesen Elementen gehören die mit der Bezugszahl 39, 102, 105, 108, 111 und 114 bezeichneten Elemente. Andere Bauformen können mehr oder weniger Elemente enthalten.) FIG. 3 shows the mounting structure for the jacket 39 according to FIG. 2. The jacket 39 is fastened to a jacket holder 102 by two hangers 105 and 108 . The jacket holder 102 contains two annular disc-shaped ribs 111 and 114 . The fins 111 and 114 act as heat exchangers, which will become clearer from the following description. (The handle "shell arrangement" is used here in the sense that it refers to all structural elements which act to control the diameter of the surface 39 A in FIG. 3, which together with a blade 36 forms the gap 33 . These elements include the elements designated by the reference numbers 39 , 102 , 105 , 108 , 111 and 114. Other designs can contain more or fewer elements.)

Eine ringförmige Sammelkammer 117, die ebenfalls in Fig. 4 ge zeigt ist, ist an der Mantelhalterung 102 durch nicht gezeigte Bügel befestigt. An der ringförmigen Sammelkammer 117 sind ring förmige Versorgungskanäle 120 A-C angebracht. Die Kanäle 120 A-C liefern erwärmende und kühlende Luftströme, wie es durch die Pfeile 122 angegeben ist, an die Mantelhalterung 102 und die ringförmigen Rippen 111 und 110 durch Löcher 123 hindurch. Die Löcher haben einen Durchmesser von vorzugsweise 0,635 mm (0,025 Zoll) und sind in Umfangsreihen gleichförmig verteilt, wobei benachbarte Löcher um 6,35 mm (0,25 Zoll) voneinander ge trennt sind; so beträgt der Abstand 124 in Fig. 4 6,35 mm.An annular collecting chamber 117 , which is also shown in FIG. 4, is attached to the jacket holder 102 by brackets, not shown. On the annular collecting chamber 117 ring-shaped supply channels 120 A - C are attached. The channels 120 A - C deliver heating and cooling air flows, as indicated by the arrows 122 , to the jacket holder 102 and the annular ribs 111 and 110 through holes 123 . The holes are preferably 0.635 mm (0.025 inches) in diameter and are evenly distributed in circumferential rows with adjacent holes separated by 6.35 mm (0.25 inches); the distance 124 in FIG. 4 is 6.35 mm.

Ein Merkmal der Erfindung dient dazu,alle Luftströmungen 122 etwa auf der gleichen Temperatur zu halten, unabhängig davon, welche Löcher 123 die Luftströme zuführen. Dieses Merkmal ist in Fig. 6 dargestellt, wobei die Wände 126, 129 und 132 Wänden mit den gleichen Bezugszahlen in Fig. 4 entsprechen. In Fig. 6 sind wenige repräsentative Löcher 123 und Luftströme 122 gezeigt. A feature of the invention serves to keep all air flows 122 approximately at the same temperature, regardless of which holes 123 feed the air flows. This feature is shown in FIG. 6, with walls 126 , 129 and 132 corresponding to walls with the same reference numbers in FIG. 4. A few representative holes 123 and air flows 122 are shown in FIG. 6.

Im allgemeinen tritt ein Temperaturabfall (oder wenigstens eine Änderung) entlang der Sammelkammer 117 und dem Versorgungskanal 120 A auf. Beispielsweise wird die Temperatur an den Punkten 139 und 142 unterschiedlich sein. Die Temperaturänderung erfolgt aufgrund von Wärmeübergängen an den Wänden 126, 129 und 132. Der Aufbau gemäß Fig. 6 verkleinert die Temperaturänderung der Luftströme 122 im Vergleich zu der bekannten Lösung gemäß Fig. 7, was im folgenden näher erläutert wird.In general, a temperature drop (or at least a change) occurs along the collection chamber 117 and the supply passage 120 Å. For example, the temperature at points 139 and 142 will be different. The temperature change occurs due to heat transfers on the walls 126 , 129 and 132 . The construction according to FIG. 6 reduces the temperature change of the air flows 122 in comparison to the known solution according to FIG. 7, which is explained in more detail below.

In Fig. 6 stellen Löcher 145 die Einlaßöffnungen zum Einlaß von Luft aus der Sammelkammer 117 in die Versorgungskanäle 120 A-C dar. Ein derartiges Loch 145 ist in Fig. 4 gezeigt. In Fig. 6 sind die Löcher 145 im Abstand des Winkels 135 angeordnet, der etwa 90° beträgt. Unter der Annahme, daß die durch ein Loch 145 eintretende Luft eine etwa gleichförmige Temperatur hat, müssen alle wechselseitigen Temperaturdifferenzen der Luftströme 122 während einer Bewegung durch den ringförmigen Versorgungskanal 120 A auf dem Weg zu den Kühllöchern 123 auftreten. Weiterhin kann eine Luftströmung, die einen längeren Weg durch den Versor gungskanal 120 A nimmt, eine größere Temperaturänderung erfahren aufgrund ihrer längeren Verweilzeit in dem Kanal 120 A.In FIG. 6, holes 145 represent the inlet openings for the inlet of air from the collecting chamber 117 into the supply channels 120 A - C . Such a hole 145 is shown in FIG. 4. In FIG. 6, the holes 145 are disposed at intervals of the angle 135 is about 90 °. Assuming that the air entering through a hole 145 has an approximately uniform temperature, all mutual temperature differences of the air streams 122 must occur on the way to the cooling holes 123 during a movement through the annular supply channel 120 A. Furthermore, an air flow that takes a longer path through the supply duct 120 A may experience a greater temperature change due to its longer dwell time in the duct 120 A.

Der Aufbau gemäß Fig. 6 verkleinert Unterschiede in der Weg länge und somit Unterschiede in der Verweilzeit im Vergleich zu einer bekannten Lösung, wie sie in Fig. 7 gezeigt ist. In Fig. 6 lassen Löcher 152, die den Löchern 145 in Fig. 6 analog sind, Turbinenspaltsteuerungs-(TCC)Luft 255 in einen Versorgungs kanal eintreten und sind im Abstand des Winkels 155 angeordnet, der etwa 180° beträgt. Infolgedessen folgen die Luftströme 122 C und 122 D Bahnen bzw. Wegen, die sich in der Länge um den Winkel 158 unterscheiden, der etwa 90° beträgt. Im Gegensatz dazu unter scheiden sich die Luftströme 122 A und 122 B in Fig. 6 in der Weglänge um einen Winkel 161, der kleiner ist und etwa 45° be trägt. The structure of FIG. 6 made smaller differences in the path length and therefore differences in the residence time in comparison to a known solution, as shown in Fig. 7. In FIG. 6, holes 152 , which are analogous to holes 145 in FIG. 6, allow turbine gap control (TCC) air 255 to enter a supply channel and are spaced apart by angle 155 , which is approximately 180 °. As a result, the air currents 122 C and 122 D follow paths which differ in length by the angle 158 , which is approximately 90 °. In contrast, the air flows 122 A and 122 B differ in Fig. 6 in the path length by an angle 161 , which is smaller and about 45 ° be.

Bei der Verkleinerung von Unterschieden in der Weglänge, die von den Luftströmen 122 in Fig. 6 genommen werden, verkürzt die Erfindung also sowohl die Verweilzeit als auch die Tempera turänderungen, die entlang den Wegen auftreten, wodurch die Luftströme 122 auf einer konstanteren Temperatur gehalten wer den als in der in Fig. 7 gezeigten Einrichtung. Messungen haben gezeigt, daß die maximale Temperaturänderung in dem Versorgungs kanal 122 A in den Fig. 4 und 6 während des Startens etwa 11°C (20°F) betragen. Ein bekannter Kanal der in Fig. 7 gezeigten Art kann eine Änderung von etwa 28°C (50°F) aufweisen.In the reduction of differences in the path length which is shortened by the air streams 122 in Fig. Be taken 6, the invention thus both the residence time and the temperature turänderungen that occur along the paths, whereby the air flow maintained at a more constant temperature 122 who than in the device shown in FIG. 7. Measurements have shown that the maximum temperature change in the supply channel 122 A in FIGS. 4 and 6 during starting is approximately 11 ° C (20 ° F). A known channel of the type shown in Fig. 7 can have a change of about 28 ° C (50 ° F).

Es ist wichtig, die Temperaturänderung in den Luftströmen 122 in Fig. 3 zu verkleinern, da eine ungleichförmige Temperatur verteilung des Mantels 39 in Fig. 2 bewirken kann, daß der Man tel 39 eine nicht-kreisförmige Form annimmt. Beispielsweise zeigen Berechnungen, daß ein Verteilerkanal 156 der in Fig. 7 gezeigten Art bewirken kann, daß ein Mantel 39 gemäß Fig. 2 mit einem Durchmesser von etwa 762 mm (30 Zoll) um 0,15 mm (0,006 Zoll) von einem wahren Kreis abweichen kann. Dies be deutet, daß der abweichende Mantel an einigen Punkten einen Durchmesser von 762,3 mm (30,12 Zoll) und an anderen Punkten einen Durchmesser von 761,7 mm (29,988 Zoll) hat.It is important to reduce the temperature change in the air streams 122 in Fig. 3, since a non-uniform temperature distribution of the jacket 39 in Fig. 2 can cause the Man tel 39 takes on a non-circular shape. For example, calculations show that a manifold 156 of the type shown in FIG. 7 can cause a jacket 39 of FIG. 2 approximately 762 mm (30 inches) in diameter by 0.15 mm (0.006 inches) from a true circle may differ. This means that the differing jacket has a diameter of 762.3 mm (30.12 inches) at some points and a diameter of 761.7 mm (29.988 inches) at other points.

Derartige Abweichungen in der Größe sind signifikant im Ver gleich zu dem Spalt 33 gemäß Fig. 2, dessen Größe in Fig. 8 angegeben ist. Es tritt nicht nur eine übermäßige Leckage 42 in Fig. 2 an Bereichen auf, wo der Mantel zu groß ist, sondern tatsächlich kann ein Beschädigungen verursachender Kontakt zwischen dem Mantel 39 und den Schaufeln 36 in Fig. 2 an Be reichen auftreten, wo der Mantel zu klein ist. Die Erfindung verkleinert dieses Problem, indem für eine gleichmäßigere Man teltemperatur gesorgt wird.Such deviations in size are significant in comparison to the gap 33 according to FIG. 2, the size of which is indicated in FIG. 8. Not only does excessive leakage 42 occur in areas in FIG. 2 where the shell is too large, but in fact damaging contact between shell 39 and blades 36 in FIG. 2 may occur in areas where the shell is rich is too small. The invention alleviates this problem by ensuring a more uniform temperature.

Ein zweites Merkmal der Erfindung ist in Fig. 3 dargestellt. In dieser Figur dienen die Mantelhalterung 102 und auch die schraffierten Strukturen 170 dazu, die verbrauchte Pralluft, die durch den Pfeil 176 angedeutet ist, um die Versorgungskanäle 120 A-C und die Kammer 117 herum, wie es durch die Pfeile 179 an gegeben ist, und dann durch eine Öffnung 182 zu leiten, von der aus die verbrauchte Luft dann eventuell nach außen abgeleitet wird. Diese Wegführung bewirkt, daß die verbrauchte Pralluft als eine isolierende Decke um die Kammer 170 und die Kanäle 120 A-C herum wirkt, wodurch der Wärmeverlust oder -gewinn durch die Luft innerhalb der Kammer und der Kanäle verkleinert wird. Diese Iso lation verbessert weiterhin das die Rundung verstärkende Merk mal, das in Verbindung mit Fig. 6 beschrieben wurde, indem sie ebenfalls für die Tendenz sorgt, die Luftströme 122 A und B in Fig. 6 auf der gleichen Temperatur zu halten.A second feature of the invention is shown in FIG. 3. In this figure, the jacket holder 102 and also the hatched structures 170 serve to deflect the used impact air, which is indicated by the arrow 176 , around the supply ducts 120 A - C and the chamber 117 , as indicated by the arrows 179 . and then to pass through an opening 182 from which the used air may then be discharged to the outside. This routing causes the used impingement air to act as an insulating blanket around chamber 170 and channels 120 A - C , thereby reducing the heat loss or gain from the air within the chamber and channels. This isolation further enhances the rounding enhancing feature described in connection with FIG. 6 by also tending to maintain the air flows 122 A and B in FIG. 6 at the same temperature.

Weiterhin wird der isolierende Effekt ohne die Verwendung eines Isoliermaterials erhalten, das das Gewicht des Flugzeugs ver größern würde. Die isolierende Luft, die durch die Pfeile 176 und 179 dargestellt ist, fügt dem Flugzeug offenbar kein Gewicht hinzu und die strukturellen Teile 170 und 173 sind im allge meinen aus anderen Gründen vorhanden, die mit der Erfindung nicht in Verbindung stehen. Infolgedessen bewirkt die Verwen dung dieser Teile zum Leiten bzw. Richten der isolierenden Luftströme 176 und 179 lediglich, daß die ohnehin bestehenden Teile 170 und 173 einer doppelten Funktion dienen. Es wird aber kein signifikantes Gewicht zugefügt.Furthermore, the insulating effect is obtained without the use of an insulating material that would increase the weight of the aircraft. The isolating air, represented by arrows 176 and 179 , does not appear to add weight to the aircraft and structural parts 170 and 173 are generally present for other reasons unrelated to the invention. As a result, the use of these parts to direct or direct the insulating air streams 176 and 179 merely causes the already existing parts 170 and 173 to serve a dual function. However, no significant weight is added.

Ein drittes Merkmal der Erfindung betrifft die Verkleinerung des Einschnürungspunktes (im Kreis 90), wie er vorstehend beschrie ben wurde. Um den Spalt 74 zur Zeit des Auftretens des Ein schnürungspunktes zu vergrößern, wird erfindungsgemäß besonders heiße Luft in die Sammelkammer 117 in den Fig. 3 und 4 einge führt. Diese Luft wird aus der neunten Stufe 185 des Hochdruck verdichters 9 gemäß Fig. 2 erhalten. (9 Stufen sind nicht ge zeigt, da Fig. 2 nur eine schematische Darstellung ist.) Es wird die Luft der neunten Stufe verwendet, weil sie die heißeste, verfügbare Verdichterluft ist und eine Temperatur in dem Bereich von 120 bis 600°C (250-1100°F) bei einer Verdichterdrehzahl im Bereich von 8000 bis 15000 Upm hat und somit für die schnell ste Erwärmung des Mantels sorgt.A third feature of the invention relates to the reduction of the constriction point (in circle 90 ) as described above. In order to enlarge the gap 74 at the time of occurrence of the lacing point, particularly hot air is introduced into the collecting chamber 117 in FIGS . 3 and 4. This air is obtained from the ninth stage 185 of the high pressure compressor 9 shown in FIG. 2. (Nine stages are not shown since Fig. 2 is only a schematic representation.) The ninth stage air is used because it is the hottest available compressor air and a temperature in the range of 120 to 600 ° C (250 -1100 ° F) at a compressor speed in the range of 8000 to 15000 rpm and thus ensures the quickest heating of the jacket.

Weiterhin beträgt die Menge zugeführter Luft, in kg/sek., während eines heißen Rotor-Rückstoßes etwa das zwei- bis drei fache der Menge, die während des Reisefluges zugeführt wird. Somit wird während eines Rückstoßes eine größere Menge heißerer Luft zugeführt.Furthermore, the amount of air supplied is in kg / sec. about two to three during a hot rotor recoil times the amount that is supplied during the cruise. Thus, a larger amount becomes hotter during a recoil Air supplied.

Weiterhin wird während einer Verlangsamung oder Drehzahlminde rung die Luftströmung zu dem Mantel beendet, um den Temperatur abfall des Mantels zu verlangsamen, weil während einer Dreh zahlsenkung die kleinere Verdichterdrehzahl eine Senkung der Verdichteranzapftemperatur bewirkt.Furthermore, during a slowdown or speed reduction tion ends the air flow to the jacket to the temperature to slow down the fall of the jacket because during a shoot lowering the lower compressor speed a lowering the Compressor tap temperature causes.

Ein viertes Merkmal der Erfindung liegt in der Kooperation zwi schen den Rippen 111 und 114 in Fig. 3 und den Versorgungska nälen 120 A-C. Die drei Kanäle bilden eine mit Löchern versehene Oberfläche, die in der Form mit der Oberfläche der Rippen und der Mantelhalterung 102 etwa übereinstimmt (d. h. konform ist). Beispielsweise bildet der Kanal 120 B eine U-förmige Oberfläche in der Form von Wänden W, die mit der U-förmigen Oberfläche der Rippenoberfläche 111 B der Mantelhalterungsoberfläche 102 B und der Rippenoberfläche 114 B konform ist. In ähnlicher Weise bil den die Kanäle 120 A und 120 C konforme Oberflächen, obwohl die mit Löchern versehenen Oberflächen in diesen zwei Kanälen L- förmig sind.A fourth feature of the invention lies in the cooperation between the ribs 111 and 114 in FIG. 3 and the supply channels 120 A - C. The three channels form a perforated surface that approximately matches the shape of the surface of the ribs and the shell bracket 102 (ie conforms). For example, the channel 120 B forms a U-shaped surface in the form of walls W which conforms to the U-shaped surface of the rib surface 111 B, the jacket mounting surface 102 B and the rib surface 114 B. Similarly, the channels form 120 A and 120 C conformal surfaces, although the perforated surfaces in these two channels are L -shaped.

Ein fünftes Merkmal liegt in der Kombination der vorstehend be schriebenen konformen Oberfläche mit der ringförmigen Kammer 117. Somit ist es möglich, daß im Rahmen der Erfindung die Wandbe reiche 200 in Fig. 3 fehlen und die Kanäle 120 A-C und die Kam mer 117 eine gemeinsame, nicht geteilte Kammer bilden. Dies wür de jedoch im Endeffekt die Strömungsbahn-Topographie gemäß Fig. 7 ergeben. (Die Oberfläche 202 in Fig. 7 ist der Einfach heit halber nicht als konform gezeigt.) Die Topographie gemäß Fig. 7 besitzt aber nicht die Merkmale, die zu der Gleichför migkeit der Temperatur der Luftströmungen 122 in Fig. 6 sorgen.A fifth feature is the combination of the conformal surface described above with the annular chamber 117 . It is thus possible that within the scope of the invention the wall areas 200 are missing in FIG. 3 and the channels 120 A - C and the chamber 117 form a common, undivided chamber. However, this would ultimately result in the flow path topography according to FIG. 7. (The surface 202 in FIG. 7 is not shown as conforming for the sake of simplicity.) However, the topography of FIG. 7 does not have the features that ensure the uniformity of the temperature of the air flows 122 in FIG. 6.

Ein sechstes Merkmal der Erfindung liegt in der Positionierung der Einlaßöffnungen 145 in Fig. 4. Gemäß einem Ausführungsbei spiel der Erfindung sind die Öffnungen wie die Löcher 205 A-C in Fig. 5 angeordnet, die eine Ansicht längs der Pfeile 5-5 in Fig. 4 ist. Die Löcher 205 A-C sind in einer Reihe in bezug auf die Strömung durch die Kammer 117 angeordnet, wie es durch den Pfeil 209 dargestellt ist. Dies bedeutet, daß die Luft zu nächst das Loch 205 A, dann das Loch 205 B und dann das Loch 205 C erreicht. Weiterhin ruft jedes Loch einen Druckabfall in der Kammer 117 hervor, und so empfangen die Löcher jeweils Luft mit einem unterschiedlichen Druck. Diese Reihenanordnung bildet einen graduelleren Druckabfall entlang der Kammer 117, als wenn die Löcher so angeordnet wären wie die Löcher 207 A, 207 B und 205 B.A sixth feature of the invention lies in the positioning of the inlet openings 145 in FIG. 4. According to an embodiment of the invention, the openings are arranged like the holes 205 A - C in FIG. 5, which is a view along arrows 5-5 in FIG is. 4,. The holes 205 A - C are arranged in a row with respect to the flow through the chamber 117, as shown by the arrow 209th This means that the air first reaches hole 205 A , then hole 205 B and then hole 205 C. Furthermore, each hole causes a pressure drop in chamber 117 , and so the holes each receive air at a different pressure. This series arrangement forms a more gradual pressure drop along the chamber 117 than if the holes were arranged so as the holes 207 A, 207 B and 205 B.

Im letzten Fall können die Löcher als parallel, und nicht seriell, in bezug auf die Strömung 209 betrachtet werden. Dies bedeutet, daß die letztgenannten Löcher alle Luft zur gleichen Zeit und mit etwa dem gleichen Druck empfangen. Eine derartige Anordnung sorgt für einen größeren Druckabfall vom Punkt 211 zum Punkt 213. Im Gegensatz dazu sorgt die bevorzugte Verwendung der Löcher 205 A-C für einen kleineren Druckabfall in der Kammer 117 an je der entsprechenden Lochstelle. Selbstverständlich ist im allge meinen der gesamte Druckabfall der drei Löcher etwa der gleiche, und zwar unabhängig von der Lochpositionierung.In the latter case, the holes can be considered parallel rather than serial with respect to flow 209 . This means that the latter holes all receive air at the same time and at about the same pressure. Such an arrangement provides a greater pressure drop from point 211 to point 213 . In contrast, the preferred use of holes 205 A - C provides for a smaller pressure drop in chamber 117 at each hole location. Of course, the overall pressure drop of the three holes is generally the same, regardless of the hole positioning.

Ein siebentes Merkmal der Erfindung bezieht sich auf den Wärme austausch. Es ist nicht notwendig, daß die Luftströme 122 in Fig. 3 verwendet werden, um die Rippen 111 und 114 zu erwärmen. Stattdessen können die Luftströme verwendet werden, um die Rip pen zu kühlen. Im letzten Fall tritt trotzdem ein Wärmeüber gang auf, aber dieser kann als negativ bezeichnet werden, da die Wärme von den Rippen zu den Luftströmungen 122 fließt, was entgegengesetzt zu der zuvor angenommenen Richtung ist.A seventh feature of the invention relates to heat exchange. It is not necessary that the air streams 122 in FIG. 3 be used to heat the fins 111 and 114 . Instead, the air currents can be used to cool the fins. In the latter case, heat transfer still occurs, but this can be said to be negative because the heat flows from the fins to the air flows 122 , which is opposite to the previously assumed direction.

Ein achtes Merkmal der Erfindung besteht darin, daß das thermi sche Wachsen und Schrumpfen der Mantelhalterung 102 nicht mecha nisch den Mantel 39 zwingt, einen gegebenen Durchmesser anzu nehmen. Es ist vielmehr die Temperaturänderung des Mantels 39, die durch den Wärmefluß von den Rippen 111 und 114 hervorgerufen wird und die eine Größenänderung des Mantels 39 bewirkt.An eighth feature of the invention is that the thermal growth and shrinkage of the jacket holder 102 does not mechanically force the jacket 39 to take a given diameter. Rather, it is the change in temperature of the jacket 39 which is caused by the heat flow from the ribs 111 and 114 and which causes a change in the size of the jacket 39 .

Ein neuntes Merkmal der Erfindung besteht darin, daß Leitbleche 220 in Fig. 6 eine Strömung in der Kammer 117 und dem Kanal 120 blockieren.A ninth feature of the invention is that baffles 220 in FIG. 6 block flow in chamber 117 and channel 120 .

Ein zehntes Merkmal betrifft den Kanal, der die verbrauchte Prall luft in Fig. 3 empfängt. Der Kanal, der die durch den Pfeil 176 bezeichnete Luft empfängt, arbeitet als ein Abgasverteiler und wird bei Reiseflugzuständen auf einem absoluten Druck von etwa 6,7 bar (95 psia) gehalten. An einer Öffnung 182 wird die Luft in dem Verteiler nach außen an die Umgebungsdruck aufwei sende Luft abgegeben.A tenth feature relates to the channel that receives the used impact air in FIG. 3. The duct that receives the air indicated by arrow 176 functions as an exhaust manifold and is maintained at an absolute pressure of approximately 6.7 bar (95 psia) during cruising conditions. At an opening 182 , the air in the distributor is discharged to the outside to the ambient pressure air.

Im Gegensatz dazu wird bei dem Stand der Technik gemäß Fig. 7 die verbrauchte Luft, die durch den Pfeil 122 F bezeichnet ist, direkt an den Umgebungsdruckbereich abgegeben. Der Druck am Punkt 122 G, der ebenfalls in Fig. 1 gezeigt ist, befindet sich nahezu auf Umgebungsdruck. Der Umgebungsdruck während des Fluges ist wesentlich niedriger als der Druck, der in dem zuvor be schriebenen Abgasverteiler aufrechterhalten wird. Beispielsweise beträgt der absolute Umgebungsdruck in einer Höhe von etwa 10000 m (35000 Fuß) etwa 0,25 bar (3,5 psia).In contrast to this, in the prior art according to FIG. 7, the used air, which is indicated by the arrow 122 F , is released directly to the ambient pressure range. The pressure at point 122 G , which is also shown in FIG. 1, is almost at ambient pressure. The ambient pressure during the flight is much lower than the pressure that is maintained in the previously described exhaust manifold. For example, the absolute ambient pressure at approximately 10,000 m (35,000 feet) is approximately 0.25 bar (3.5 psia).

Claims

1. Gap control device for a turbine in a gas turbine aircraft engine,

characterized by :

a) rib means ( 111 , 114 ) for heat exchange with a turbine casing ( 39 ), which have one or more essentially disk-shaped ribs which are arranged in a ring around the casing ( 39 ),
b) channel means ( 120 A - C ) which are substantially in conformity with the fin means for supplying air to the fin means for heat exchange and the first, second and third substantially parallel annular channels, and
an annular plenum ( 117 ) for supplying air to the first, second and third annular channels.

2. Gap control device for a gas turbine engine, in which a perforated, essentially ring-shaped supply duct supplies air to change the jacket temperature, characterized by:

a) a collection chamber for supplying air to the supply duct and
b) connecting means for establishing connections between the collecting chamber and the supply channel such that no angular distance from a selected hole in the supply channel to the next connection is greater than approximately 45 °.

3. Device according to claim 2, characterized in that the Ver binding means have one or more baffles ( 220 ) which divides the supply channel into sections.

4. Device according to claim 2, characterized in that the ver care chamber is annular to the supply channel.

5. Device for controlling the gap between a turbine and a jacket in a gas turbine engine, characterized by:

a) a channel for supplying air to a jacket arrangement for changing the jacket temperature and
b) means which keep the air in contact with the duct and after the supply to the jacket at a higher pressure than the ambient pressure.

6. Device for controlling the gap between a turbine and a jacket in a gas turbine engine, characterized by:

a) a channel with holes through the air of a Mantelan order can be supplied, and
b) means for guiding air, which has been supplied to the jacket assembly, along the channel and then to an exit opening.

7. Device for controlling the gap between a turbine and a jacket in a gas turbine engine, characterized by:

a) a channel that contains holes through which air can be supplied to a man telanordnung, and
b) means for trapping air supplied to the jacket and using this air as an insulator for the duct.

8. Method of controlling the gap between a turbine and a jacket in a gas turbine aircraft engine, characterized in that a man arrangement using the hottest bleed air that from the engine compressor is available for a period is heated during start-up.

9. Device for controlling the gap between a turbine and a casing in a gas turbine aircraft engine, characterized by:

a) a plurality of annular channels surrounding the shell and containing the holes through which air can flow,
b) several ring-shaped fins, on which air can impinge from the channels for heat transfer to the jacket,
c) an annular chamber for supplying air to the ring channels,
d) a plurality of inlet holes for introducing air from the annular chamber to each annular channel, the Winkelab stood between adjacent pairs of holes in each channel is not greater than 90 °, and
e) insulating means which keep the air in contact with the annular collecting chamber after the supply to the annular ribs.

10. Device according to claim 9, characterized in that the one tread holes for the ring channels serial with respect to the Flow are arranged in the annular chamber.

11. The device according to claim 9, characterized in that none Entry holes for any two channels in parallel with respect to the flow in the annular chamber.

12. Method for active gap control for a gas turbine Aircraft engine, characterized in that the amount the heating air supplied to a turbine jacket during an acceleration after a deceleration or speed reduction is increased.

13. The method according to claim 12, characterized in that the amount the heating air supplied to the turbine jacket during of a hot rotor recoil is increased.

14. The method according to claim 12 or 13, characterized in that the Exposure to warming air when a pre occurs certain type of engine slowdown or speed reduction is ended.