EP0856640B1 - Joint d'étanchéité à plaquettes empilées glissant dans des fentes de réception - Google Patents

Joint d'étanchéité à plaquettes empilées glissant dans des fentes de réception Download PDF

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EP0856640B1
EP0856640B1 EP98400176A EP98400176A EP0856640B1 EP 0856640 B1 EP0856640 B1 EP 0856640B1 EP 98400176 A EP98400176 A EP 98400176A EP 98400176 A EP98400176 A EP 98400176A EP 0856640 B1 EP0856640 B1 EP 0856640B1
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sliding freely
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Anne-Marie Arraitz
Laurent Philippe Yves Leray
Eric Stéphan Bil
Marc Roger Marchi
Michel Gérard Paul Hacault
Didier Marie Mortgat
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Safran Aircraft Engines SAS
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SNECMA Moteurs SA
SNECMA SAS
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/005—Sealing means between non relatively rotating elements
    • 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
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles

Definitions

  • the invention relates to a seal sealing whose essential element consists of a stack of pads sliding in slots reception.
  • the wafer relatively thick and rigid is replaced by a plurality of plates simply placed one on the other others and mobile in the slots, which lets slide each other. These plates, necessarily thinner than the single wafer they replace, are also more flexible. The advantages of this design will be explained below.
  • Figure 1 is a cross section a portion of a turbomachine which represents a pair stator sectors 1 each of which includes a skin outer 2, inner skin 3, two skins 2 and 3 delimiting a gas flow stream 4 and being joined by stationary vanes 5, the cross section of which is hollow.
  • the seal 7 according to the invention extends so in as many copies as necessary across each of the sets 6 and in pairs of slots 8 in extension present on sectors 1 opposite.
  • the Figure 2 which shows a longitudinal section of the stator, shows that the seals 7 can take a complicated overall layout depending on the shape of skins 2 and 3: they consist in practice of a network made up of elements arranged in several lines broken, whose ends 9 often rest on others seals 7, more or less near the end of these joints, so that the gases must take a winding path to escape through the games 6.
  • sectors 1 are retained on a single outer casing 13 by two systems 14 and 15 with flange fitted in a groove. This arrangement makes it possible to assemble the sectors 1 without linking them together, which prohibits adjust the width of the clearances 6.
  • Figure 3 shows that each of the seals 7 consists of several thin plates 10 placed the over each other and narrower than the gap between the bottoms 11 of slots 8 in extension, which their allows to slide on each other according to the deformations or displacement of sectors 1 and machine vibration and spread out in the slots 8.
  • a second advantage of the invention is precisely that the plates 10 remain placed the one on the other and on one of the walls 12 of the slots 8, on the side where the pressure is lowest. We realizes that this provision guarantees great contact surface between the seal 7 and the wall 12, that however, the leakage gases must borrow, which explains on their flow will be much lower than with previous designs.
  • the contact on the wall 12 is still improved thanks to the low rigidity of the inserts 10 thin. This circumstance is precious because it allows the plates 10 to deform to marry the actual shape of the walls 12, even if these have been performed with manufacturing inaccuracies or not are no longer completely opposite, and even if the Platelets 10 were slightly veiled at the start.

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  • Gasket Seals (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Description

L'invention se réfère à un joint d'étanchéité dont l'élément essentiel consiste en un empilement de plaquettes glissant dans des fentes de réception.
Elle est conçue pour combler les jeux entre des paires de secteurs de stator de turbomachine : ces pièces sont soumises à des échauffements importants au cours du fonctionnement, qui produisent des dilatations suffisamment importantes pour qu'on ne puisse pas construire un stator aux secteurs jointifs. Il faut pourtant rétablir l'étanchéité entre les secteurs du stator, qui délimitent des volumes soumis à des pressions différentes, et notamment la veine d'écoulement des gaz de la turbomachine.
La solution usuelle consiste à creuser des fentes en prolongement dans les secteurs séparés par le jeu et à installer une plaquette dans les fentes et à travers le jeu pour combler ce dernier. Elle est illustrée dans quantité de documents antérieurs dont on mentionnera les brevets français 2 452 590 et 2 597 921 ainsi que le document GB-A-1 493 913, pour ne citer que des conceptions provenant que de la demanderesse. De tels joints d'étanchéité permettent de réduire les fuites de gaz le long des jeux mais un progrès est tout de même souhaité pour accroítre le rendement des turbomachines.
Selon l'invention, la plaquette relativement épaisse et rigide est remplacée par une pluralité de plaquettes simplement posées les unes sur les autres et mobiles dans les fentes, ce qui leur permet de glisser mutuellement. Ces plaquettes, forcément plus minces que la plaquette unique qu'elles remplacent, sont aussi plus flexibles. Les avantages de cette conception seront explicités ci-dessous. Il faut cependant remarquer que des joints d'étanchéité à plaquettes ou à lamelles superposées existent déjà, et ont d'ailleurs été proposés par la demanderesse et décrits dans les brevets français 2 683 851 et 2 691 749, mais là les plaquettes ne sont pas libres de glisser mutuellement dans une paire de fentes et ne sont pas non plus mobiles entre elles dans le premier de ces brevets, elles sont comprimées dans le sens de leur longueur et repoussées au fond d'une fente par une surface lisse d'une pièce de serrage ; dans l'autre, elles font partie d'un joint dynamique, assurant l'étanchéité entre rotor et stator, et elles sont partiellement enchâssées dans un porte-joint, leur extrémité libre frottant contre une surface lisse. Les conditions.d'emploi sont donc différentes.
Venons-en à une description concrète de l'invention au moyen des figures suivantes, annexées à titre illustratif et non limitatif :
  • les figures 1 et 2 représentent la position de l'invention dans un stator de turbomachine ;
  • et les figures 3 et 4 représentent l'invention elle-même.
La figure 1 est une coupe transversale d'une portion de turbomachine qui représente une paire de secteurs de stator 1 dont chacun comprend une peau extérieure 2, une peau intérieure 3, les deux peaux 2 et 3 délimitant une veine d'écoulement des gaz 4 et étant réunies par des aubes fixes 5, dont la section est creuse. Les jeux existant entre les secteurs 1, et plus précisément entre leurs peaux 2 et 3, portent la référence 6. Le joint 7 conforme à l'invention s'étend donc en autant d'exemplaires que nécessaire à travers chacun des jeux 6 et dans des paires de fentes 8 en prolongement présentes sur les secteurs 1 en regard. La figure 2, qui représente une coupe longitudinale du stator, montre que les joints 7 peuvent prendre une disposition d'ensemble compliquée en fonction de la forme des peaux 2 et 3 : ils consistent en pratique en un réseau formé d'éléments disposés en plusieurs lignes brisées, dont les extrémités 9 s'appuient souvent sur d'autres des joints 7, plus ou moins près de l'extrémité de ces joints, de façon que les gaz doivent emprunter un trajet sinueux pour fuir à travers les jeux 6. On remarque aussi que les secteurs 1 sont retenus sur un carter extérieur 13 unique par deux systèmes 14 et 15 à collerette emboítée dans une rainure. Cette disposition permet d'assembler les secteurs 1 sans les lier entre eux, ce qui interdit de régler la largeur des jeux 6.
La figure 3 montre que chacun des joints 7 se compose de plusieurs minces plaquettes 10 posées les uns sur les autres et plus étroites que l'écart entre les fonds 11 de fentes 8 en prolongement, ce qui leur permet de glisser les uns sur les autres au gré des déformations ou des déplacement des secteurs 1 et des vibrations de la machine et de s'étaler dans les fentes 8. Un avantage de cette disposition est que les joints 7 prennent une largeur d'ensemble plus grande que celle des plaquettes 10 qui les composent, ce qui réduit les fuites de gaz contournant les plaquettes ; il est même probable que des plaquettes 10 d'un même joint 7 touchent simultanément les fonds 11 des deux fentes 8 et créent une barrière supplémentaire aux gaz à cet endroit, ce qui serait inconcevable avec une plaquette unique, à moins d'accepter qu'elle ne soit comprimée et ne fléchisse, de sorte qu'elle ne serait plus posée dans les fentes 8 et s'opposerait donc plus mal aux fuites.
Un second avantage de l'invention est précisément que les plaquettes 10 restent posées les unes sur les autres et sur une des parois 12 des fentes 8, du côté où la pression est la plus faible. On s'aperçoit que cette disposition garantit une grande surface de contact entre le joint 7 et la paroi 12, que les gaz de fuite doivent pourtant emprunter, ce qui explique sur leur débit sera beaucoup plus faible qu'avec les conceptions antérieures.
Le contact sur la paroi 12 est encore amélioré grâce à la faible rigidité des plaquettes 10 minces. Cette circonstance est précieuse, car elle permet aux plaquettes 10 de se déformer pour épouser la forme réelle des parois 12, même si celles-ci ont été exécutées avec des imprécisions de fabrication ou ne sont plus tout à fait en regard, et même si les plaquettes 10 étaient légèrement voilées au départ.
La figure 4 évoque immédiatement cet avantage en illustrant de façon exagérée les déformations et les défauts qu'on peut trouver dans les parages du joint 7 : la pression subie par les plaquettes 10 les déforme de la même façon que les parois 12.

Claims (2)

  1. Joint d'étanchéité (7) jeté à travers un jeu (6) présent entre deux secteurs (1) de stator de turbomachine, s'étendant dans des fentes (8) en prolongement des deux secteurs (1) et mobile dans les fentes (8), caractérisé en ce qu'il consiste en une pluralité de plaquettes (10) flexibles et posées les unes sur les autres de façon à pouvoir glisser mutuellement en s'étalant latéralement dans les fentes (8).
  2. Joint d'étanchéité selon la revendication 1, caractérisé en ce que les secteurs (1) sont des secteurs angulaires maintenus séparément sur un carter du stator et délimitant une veine d'écoulement de gaz (4).
EP98400176A 1997-01-30 1998-01-29 Joint d'étanchéité à plaquettes empilées glissant dans des fentes de réception Expired - Lifetime EP0856640B1 (fr)

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Families Citing this family (41)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH10274003A (ja) * 1997-03-31 1998-10-13 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービンのシール装置
EP0921277B1 (fr) * 1997-06-04 2003-09-24 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Structure d'etancheite montee entre les disques d'une turbine a gaz
JP3643692B2 (ja) * 1998-03-02 2005-04-27 三菱重工業株式会社 回転機械のシール装置
GB2341607B (en) 1998-09-15 2000-07-19 Morgan Crucible Co Bonded fibrous materials
FR2786222B1 (fr) 1998-11-19 2000-12-29 Snecma Dispositif d'etancheite a lamelle
US6170831B1 (en) * 1998-12-23 2001-01-09 United Technologies Corporation Axial brush seal for gas turbine engines
US6340285B1 (en) * 2000-06-08 2002-01-22 General Electric Company End rail cooling for combined high and low pressure turbine shroud
US6843479B2 (en) * 2002-07-30 2005-01-18 General Electric Company Sealing of nozzle slashfaces in a steam turbine
US6883807B2 (en) * 2002-09-13 2005-04-26 Seimens Westinghouse Power Corporation Multidirectional turbine shim seal
US6733234B2 (en) 2002-09-13 2004-05-11 Siemens Westinghouse Power Corporation Biased wear resistant turbine seal assembly
GB2412702B (en) * 2004-03-31 2006-05-03 Rolls Royce Plc Seal assembly
FR2869070B1 (fr) 2004-04-15 2008-10-17 Snecma Moteurs Sa Anneau de turbine
US20060082074A1 (en) * 2004-10-18 2006-04-20 Pratt & Whitney Canada Corp. Circumferential feather seal
US7334800B2 (en) * 2004-10-29 2008-02-26 Power Systems Mfg., Llc Seal for a gas turbine engine having improved flexibility
GB2434184B (en) * 2006-01-12 2007-12-12 Rolls Royce Plc A sealing arrangement
FR2902843A1 (fr) * 2006-06-23 2007-12-28 Snecma Sa Secteur de redresseur de compresseur ou secteur de distributeur de turbomachine
FR2919345B1 (fr) * 2007-07-26 2013-08-30 Snecma Anneau pour une roue de turbine de turbomachine.
US8240985B2 (en) * 2008-04-29 2012-08-14 Pratt & Whitney Canada Corp. Shroud segment arrangement for gas turbine engines
US8845272B2 (en) 2011-02-25 2014-09-30 General Electric Company Turbine shroud and a method for manufacturing the turbine shroud
RU2536443C2 (ru) * 2011-07-01 2014-12-27 Альстом Текнолоджи Лтд Направляющая лопатка турбины
US9188228B2 (en) 2011-10-26 2015-11-17 General Electric Company Layered seal for turbomachinery
US9938844B2 (en) * 2011-10-26 2018-04-10 General Electric Company Metallic stator seal
US10161523B2 (en) 2011-12-23 2018-12-25 General Electric Company Enhanced cloth seal
US20130177383A1 (en) * 2012-01-05 2013-07-11 General Electric Company Device and method for sealing a gas path in a turbine
EP2907977A1 (fr) * 2014-02-14 2015-08-19 Siemens Aktiengesellschaft Composant pouvant être alimenté par un gaz chaud pour une turbine à gaz et système d'étanchéité doté d'un tel composant
US9844826B2 (en) 2014-07-25 2017-12-19 Honeywell International Inc. Methods for manufacturing a turbine nozzle with single crystal alloy nozzle segments
GB201416764D0 (en) 2014-09-23 2014-11-05 Rolls Royce Plc Gas turbine engine
US9850772B2 (en) * 2015-04-24 2017-12-26 General Electric Company Seals with a thermal barrier for turbomachinery
US9771819B2 (en) 2015-12-09 2017-09-26 General Electric Company Anti-corner-leakage seal in gas turbine
US10487678B2 (en) * 2016-05-23 2019-11-26 United Technologies Corporation Engine air sealing by seals in series
US10890078B1 (en) 2017-06-12 2021-01-12 Technetics Group Llc Flexible seal assembly
FR3070429B1 (fr) * 2017-08-30 2022-04-22 Safran Aircraft Engines Secteur d'un distributeur annulaire d'une turbine de turbomachine
FR3070715B1 (fr) 2017-09-06 2021-07-30 Safran Aircraft Engines Languette d'etancheite inter secteurs de turbomachine d'aeronef
US10662794B2 (en) * 2017-10-19 2020-05-26 Rolls-Royce Corporation Strip seal axial assembly groove
US10655489B2 (en) * 2018-01-04 2020-05-19 General Electric Company Systems and methods for assembling flow path components
US10927692B2 (en) 2018-08-06 2021-02-23 General Electric Company Turbomachinery sealing apparatus and method
FR3092866B1 (fr) 2019-02-19 2023-01-06 Safran Aircraft Engines Partie de turbomachine pour aeronef a languettes d’etancheite
FR3092867B1 (fr) 2019-02-19 2021-08-13 Safran Aircraft Engines Partie de turbomachine pour aeronef a languettes d’etancheite
US10927691B2 (en) 2019-03-21 2021-02-23 Solar Turbines Incorporated Nozzle segment air seal
FR3115811B1 (fr) * 2020-10-30 2023-02-24 Safran Ceram Assemblage pour turbine comprenant des secteurs avec languettes d’étanchéité lamifiées
KR20240140365A (ko) * 2023-03-16 2024-09-24 두산에너빌리티 주식회사 씰 조립체 및 그를 갖는 터빈

Family Cites Families (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US26510A (en) * 1859-12-20 andrews
CH525419A (de) * 1970-12-18 1972-07-15 Bbc Sulzer Turbomaschinen Dichtungsvorrichtung für Turbomaschinen
GB1493913A (en) * 1975-06-04 1977-11-30 Gen Motors Corp Turbomachine stator interstage seal
US4268046A (en) * 1979-02-23 1981-05-19 Muskegon Piston Ring Company Multiple seal stationary sealing ring
FR2452590A1 (fr) 1979-03-27 1980-10-24 Snecma Garniture d'etancheite amovible pour segment de distributeur de turbomachine
US4537024A (en) * 1979-04-23 1985-08-27 Solar Turbines, Incorporated Turbine engines
US4311432A (en) * 1979-11-20 1982-01-19 United Technologies Corporation Radial seal
DE3401569A1 (de) * 1984-01-18 1985-07-25 MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München Selbstwirkende spaltabdichtung
SU1200609A1 (ru) * 1984-03-01 1990-10-30 Предприятие П/Я А-1469 Сопловой аппарат газовой турбины
FR2597921A1 (fr) 1986-04-24 1987-10-30 Snecma Anneau de turbine sectorise
US4767260A (en) * 1986-11-07 1988-08-30 United Technologies Corporation Stator vane platform cooling means
US5221096A (en) * 1990-10-19 1993-06-22 Allied-Signal Inc. Stator and multiple piece seal
US5088888A (en) * 1990-12-03 1992-02-18 General Electric Company Shroud seal
GB9312174D0 (en) * 1993-06-12 1993-07-28 Flexitallic Ltd Gasket
JP2941698B2 (ja) * 1995-11-10 1999-08-25 三菱重工業株式会社 ガスタービンロータ
US5664791A (en) * 1995-12-14 1997-09-09 Lamons Metal Gasket Co. Spiral wound gasket bridged to guide ring

Also Published As

Publication number Publication date
FR2758856B1 (fr) 1999-02-26
JPH10212904A (ja) 1998-08-11
US5997247A (en) 1999-12-07
CA2228777A1 (fr) 1998-07-30
JP3808197B2 (ja) 2006-08-09
FR2758856A1 (fr) 1998-07-31
EP0856640A1 (fr) 1998-08-05
CA2228777C (fr) 2005-09-20

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