FR2614073A1 - Dispositif d'ajustement en temps reel du jeu radial entre un rotor et un stator de turbomachine - Google Patents

Dispositif d'ajustement en temps reel du jeu radial entre un rotor et un stator de turbomachine Download PDF

Info

Publication number
FR2614073A1
FR2614073A1 FR8705314A FR8705314A FR2614073A1 FR 2614073 A1 FR2614073 A1 FR 2614073A1 FR 8705314 A FR8705314 A FR 8705314A FR 8705314 A FR8705314 A FR 8705314A FR 2614073 A1 FR2614073 A1 FR 2614073A1
Authority
FR
France
Prior art keywords
turbomachine
rotor
stator
clearance
computer
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
Application number
FR8705314A
Other languages
English (en)
Other versions
FR2614073B1 (fr
Inventor
Robert Kervistin
Kervistin Robert
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
SNECMA SAS
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by SNECMA SAS filed Critical SNECMA SAS
Priority to FR8705314A priority Critical patent/FR2614073B1/fr
Priority to DE8888400883T priority patent/DE3861813D1/de
Priority to EP88400883A priority patent/EP0288356B1/fr
Priority to US07/182,294 priority patent/US4849895A/en
Publication of FR2614073A1 publication Critical patent/FR2614073A1/fr
Application granted granted Critical
Publication of FR2614073B1 publication Critical patent/FR2614073B1/fr
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Lifetime legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
    • F01D11/14—Adjusting or regulating tip-clearance, i.e. distance between rotor-blade tips and stator casing
    • F01D11/20—Actively adjusting tip-clearance
    • F01D11/24—Actively adjusting tip-clearance by selectively cooling-heating stator or rotor components

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

LE DISPOSITIF DE COMMANDE D'UNE VANNE 16 DE REGLAGE DU DEBIT D'AIR DE VENTILATION ASSURANT L'AJUSTEMENT DU JEU RADIAL ENTRE UN ROTOR ET UN STATOR DE TURBOMACHINE EST ACTIONNE EN TEMPS REEL PAR LE SIGNAL DE SORTIE S D'UN CALCULATEUR ELECTRONIQUE 30 QUIEST ELABORE A PARTIR DE LA COMPARAISON ENTRE, D'UNE PART, UN JEU JL OBJECTIF DONT LA VALEUR EST INTRODUITE EN MEMOIRE POUR DES CONDITIONS DE FONCTIONNEMENT DETERMINEES DE LA TURBOMACHINE EN FONCTION DE SES PARAMETRES THERMODYNAMIQUES ET DES CARACTERISTIQUES GEOMETRIQUES ET AEROTHERMIQUES DES PIECES ET, D'AUTRE PART, UN JEU J2 CALCULE A CHAQUE INSTANT A PARTIR DES DONNEES RECUEILLIES ET APRES CALCUL DES TEMPERATURES ET DES DILATATIONS CORRESPONDANTES.

Description

DESCRIPTION
L'invention concerne un dispositif d'ajustement en temps réel du jeu radial entre un rotor et un stator de turbomachine. Elle concerne également un procédé de mise en oeuvre dudit ajustement de jeu au cours du
fonctionnement de la turbomachine.
La recherche de l'amélioration des performances des turbomachines a conduit les motoristes à rechercher une optimisation des jeux radiaux entre rotor et stator de turbomachine. En effet, le maintien, dans toutes les conditions de fonctionnement, d'un jeu minimal mais suffisant entre rotor et stator a des répercussions directes sur le rendement de la turbomachine et pour l'obtention d'une poussée maximale ainsi que sur les
conditions d'apparition de phénomènes de pompage.
Pour obtenir l'ajustement du jeu, diverses solutions ont été essayées. Entre autres, plusieurs d'entre elles ont en commun la mise en place et l'utilisation de systèmes de ventilation qui, selon les phases de fonctionnement de la turbomachine, envoient des courants d'air, soit de refroidissement, soit de réchauffage sur diverses parties fixes ou tournantes constituant le stator et le rotor associés, telles que, les aubes, les disques, les carters, les anneaux de stator de turbine par exemple. Suivant le résultat recherché, des prélèvements d'air sont effectués à divers étages du compresseur ou dans l'enceinte de chambre de combustion, par exemple. Les circuits d'acheminement de l'air sont généralement équipés de vannes de réglage dont la commande permet d'obtenir une modulation des débits et éventuellement des réglages de température au moyen de mélanges réalisés à partir de
sources différentes, par exemple.
* 2 -2
De nombreux exemples témoignent de ces recherches. On peut ainsi citer FRA-2 496 753, FR-A-2 464 371, FR-A-2 431 609, FR-A-2 360 750, FR-A-2 360 749 dans lesquels la commande d'organes de réglage de débit d'air tels que distributeurs ou vannes est asservie & un paramètre-de fonctionnement de la turbomachine à partir de la mesure par capteur d'une grandeur telle qu'une température, une vitesse de rotation ou directement une mesure du jeu à un instant donné. Dans certains cas, une régulation hydromécanique commande l'ouverture des vannes de réglage du débit d'air à partir de lois d'ouverture préétablies et
programmées à l'avance.
Ces solutions antérieures toutefois, dans certaines applications particulières sur turbomachines visées par l'invention qui demandent une adaptation plus fine en temps réel, ne sont pas globalement, ni totalement satisfaisantes. En effet, les prélèvements d'air peuvent avoir une influence néfaste sur le rendement global de la turbomachine et ainsi l'invention vise à obtenir une optimisation des jeux radiaux dans des conditions stabilisées de fonctionnement qui tienne compte de cette influence du débit d'air prélevé sur les performances. De même, dans certaines conditions transitoires de fonctionnement de la turbomachine, une régulation asservie seulement à un ou plusieurs paramètres de fonctionnement de la turbomachine n'est pas suffisante pour éviter soit l'apparition de jeux radiaux trop élevés susceptibles par exemple de provoquer des phénomènes de trous de poussée dans des phases d'accélération, soit des contacts accidentels entre partie fixe de stator et partie tournante de rotor engendrant des frottements et des dégradations, par exemple, au niveau d'éléments abradables. L'invention évite ces inconvénients en prenant -3- en compte les inerties des dilatations ou contractions d'origine thermique ou mécanique qui sont différentes pour les éléments mécaniques en présence et en faisant intervenir dans ladite régulation de pilotage des jeux radiaux un calcul en temps réel de ces inerties, notamment thermiques et, en particulier, l'invention prévoit d'opérer les commandes d'ouverture ou fermeture des vannes de réglage de débit d'air en les déclenchant par anticipation, en fonction de ces calculs. En outre, l'invention prévoit encore des réserves par anticipation correspondant à des conditions particulières résultant de
certaines phases de fonctionnement de la turbomachine.
C'est le cas notamment dans une phase de décélération o, par exemple, différentes interventions du pilote sont possibles, agissant sur les commandes notamment pour
obtenir une réaccélération brusque.
le dispositif d'ajustement en temps réel du jeu radial entre rotor et stator est caractérisé en ce qu'une vanne de réglage de débit insérée dans le circuit de ventilation est commandée par un dispositif actionné par le signal de sortie d'un calculateur électronique qui est le résultat d'une comparaison entre: - d'une part, un jeu jl objectif correspondant à un instant T aux conditions d'utilisation et de fonctionnement de la turbomachine audit instant T et dont la valeur a été introduite en mémoire dudit calculateur partir d'un modèle quantifié de la turbomachine comportant, en fonction des paramètres thermodynamiques de la turbomachine et des caractéristiques géométriques des pièces, les caractéristiques aérothermiques et mécaniques des éléments de stator et de rotor entre lesquels l'ajustement du jeu est recherché, - 4 - - et, d'autre part, un jeu j2 calculé en fonctionnement audit instant T par ledit calculateur à partir des données fournies et après calcul des températures et des dilatations cumulées d'origine thermique et mécanique
desdits éléments de stator et de rotor considérés.
Avantageusement, avant l'émission du signal de sortie actionnant la vanne, des limites d'utilisation sont imposées, notamment les températures maximales acceptables pour le stator et les températures maximales ainsi que le gradient maximal des températures acceptables pour le rotor. Avantageusement, ledit signal de sortie peut également être modifié à partir d'une détermination de l'effet sur la consommation spécifique de la turbomachine des variations induites des jeux entre rotor et stator, des débits d'air prélevés, des désalignements de veine entre élément de rotor et élément de stator, des pertes
aérodynamiques occasionnées par les prélèvements.
D'autres caractéristiques et avantages de l'invention seront mieux compris à la lecture qui va suivre d'un mode de réalisation de l'invention en référence aux dessins ou tableaux annexés sur lesquels: - la figure 1 représente une vue schématique en demi-coupe axiale d'une turbomachine munie d'un dispositif d'ajustement en temps réel du jeu radial en rotor et stator conforme à l'invention; - la figure 2 représente un détail agrandi de la figure 1 montrant le réglage d'un débit d'air de refroidissement du carter de turbine; -5 - la figure 3 représente dans une vue analogue aux figures 1 et 2 un circuit de ventilation du rotor de turbine associé au dispositif conforme à l'invention; - la figure 4 indique les étapes d'élaboration d'un signal de commande de vanne par un calculateur électronique en
vue de l'ajustement du jeu.
On a représenté à la figure 1 pour illustrer un mode de réalisation de l'invention un moteur du genre turbosoufflante dont seule la partie centrale a été représentée et comporte un ensemble 1 de compression à haute pression, une section 2 de combustion et un ensemble 3 de turbine comprenant une turbine 4 à haute pression et une turbine 5 à basse pression. Ces éléments entrent dans un ensemble primaire de propulsion qui est entouré par un ensemble secondaire associé à une soufflante située en amont et non représentée au dessin et comportant un canal 6 de circulation d'un flux secondaire limité par une enveloppe extérieure 7 et par une enveloppe intérieure 8 qui constitue également l'enveloppe externe de l'ensemble primaire. L'ensemble 1 de compression est entouré du côté aval, défini par rapport au sens normal de circulation des gaz dans la turbosoufflante, c'est à dire du côté des hautes pressions par une enveloppe externe 9, ménageant ainsi entre ladite enveloppe 9 et le carter de compresseur une enceinte 11. Des passages tels que 12 sont ménagés dans le carter de compresseur 10, en aval d'un étage déterminé de compression, par exemple environ aux deux tiers de longueur axiale de l'ensemble de compression 1 à partir de l'entrée. A partir de l'enceinte 11 et associés également à des passages 13 ménagés dans l'enveloppe 9, sont placées des canalisations telles que 14, à l'intérieur de l'enveloppe externe 8 de l'ensemble 6 - primaire de propulsion. La canalisation 14 est raccordée à une seconde canalisation 15 munie d'une vanne 16 de régulation de débit. La canalisation 14 achemine de l'air prélevé à travers l'enceinte 11 dans l'ensemble de compression 1 et la canalisation 15 achemine de l'air prélevé au moyen d'une bouche de prélèvement d'air 17 dans le canal 6 de circulation du flux secondaire, à travers
son enveloppe intérieure 8.
Comme représenté, plus en détails sur la figure 2, l'air acheminé par les canalisations 14 et 15 à travers la vanne 16 pénètre dans un collecteur d'air 18 qui alimente par exemple des rampes 19 de distribution d'air placées autour du carter de turbine 20 et qui envoient sur la surface dudit carter 20 appartenant au stator de turbine des jets d'air à travers des perçages ou multiperforations en vue du refroidissement par impact dudit stator de turbine. Les éléments qui viennent d'être décrits constituent ainsi un circuit de ventilation du stator de turbine et dans l'exemple représenté aux figures 1 et 2, il s'agit de la
turbine 5 basse pression de la turbosoufflante.
De manière similaire, comme représenté à la figure 3, un second prélèvement d'air est effectué au niveau de l'ensemble de compression 1 partiellement représenté à la figure 3. Une canalisation 21 dans laquelle est insérée une vanne 22 de réglage du débit achemine ainsi l'air prélevé à travers un passage 23 ménagé dans le carter de compresseur 10 vers une enceinte 24 ménagée à l'intérieur du carter de turbine. De même, à partir de l'enceinte 25 de l'ensemble de combustion 2 partiellement représenté à la figure 3, située entre la chambre de combustion 26 et son enveloppe externe 27, une canalisation 28 achemine l'air à l'intérieur de ladite enceinte 24 de carter de - 7 - turbine. A partir de ladite enceinte 24, l'air est distribué au rotor de la turbine basse pression 5. Dans l'exemple de réalisation partiellement représenté à la figure 3, à partir de l'enceinte 24, l'air traverse des passages 29 du stator de la turbine basse pression 5 et de là circule d'un étage à l'autre du rotor, assurant sa ventilation. Les différentes vannes de réglage de débit, telles que 16 et 22, insérées dans les canalisations qui acheminent l'air du circuit de ventilation aussi bien vers le stator que vers le rotor de la turbine basse pression 5 peuvent être de tout type connu, comme les vannes déjà utilisées dans des applications similaires notamment pour des circuits de ventilation de turbomachine et chaque vanne est associé à un dispositif de commande, également d'un genre connu, réglant une ouverture de passage au moyen d'un déplacement. Selon l'invention et de manière remarquable, chaque dispositif de commande d'une vanne de réglage de débit dans le circuit de ventilation est relié un calculateur électronique symbolisé en 30. Plus particulièrement, ledit dispositif de commande de vanne est actionné par un signal de sortie respectivement S1 pour la vanne 16, S2 pour la vanne 22 qui sont émis par ledit calculateur 30. Les résultats remarquables de l'invention consistent A obtenir dans toutes les conditions de fonctionnement de la turbomachine, aussi bien stabilisées que transitoires un réglage optimisé du débit d'air à travers les vannes, telles que 16, 22 du circuit de ventilation. Ce réglage permet notamment d'ajuster en temps réel, à chaque instant et dans toutes ces conditions de fonctionnement, le jeu radial entre le rotor et le stator de la turbine basse pression 5, dans le mode de réalisation qui vient d'être décrit, à une valeur
-8- 2 6 614073
-- 8 --
optimisée. Pour obtenir ce résultat, le signal de sortie, S1 ou S2, du calculateur électronique 30 actionnant le dispositif de commande des vannes de réglage de débit d'air 16 ou 22 est élaboré de la manière ciaprès décrite. Des données quantifiées constituant un modèle de la turbomachine sont introduites dans le calculateur 30. Ces données correspondent aux caractéristiques thermiques et dynamiques de la machine et comportent: - les paramètres thermodynamiques et en particulier, les régimes de rotation, les températures des gaz, les formules analytiques des températures des prélèvements d'air; - les caractéristiques géométriques des éléments mécaniques telles que les rayons des pièces, les jeux obtenus à froid par construction, les caractéristiques des matières utilisées telles que les coefficients de dilatation thermique d'une part et mécanique, d'autre part
ainsi que les temps de réponse correspondants.
Les données comportent également les limites d'utilisation imposées telles que: - les températures maximales admissibles au niveau du stator, - les températures maximales ainsi que le gradient
thermique maximal admissibles au niveau du rotor.
Différentes optimisations sont de plus introduites en tenant compte particulièrement de l'effet sur la consommation spécifique de divers facteurs et de leurs - 9- corrélations - jeux radiaux entre rotor et stator, - consommations d'air prélevés par les circuits de ventilation, pertes aérodynamiques occasionnées par les prélèvements,
- facteurs de désalignements de veine.
A un instant T du fonctionnement de la turbomachine, le calculateur 30 obtient ainsi une valeur jl du jeu radial, objectif à obtenir entre rotor et stator en un point déterminé, à partir des données introduites représentant le modèle de la turbomachine. On notera que ce point peut être situé en bout d'aube mobile de rotor, le jeu étant pris entre l'extrémité de l'aube et la surface coopérante d'une garniture abradable placée à l'intérieur de l'anneau de stator correspondant. Ce point peut encore être situé au niveau de l'intervalle d'un joint à labyrinthe, entre extrémités de léchettes et surface d'abradable ou encore à l'extrémité inférieure d'aubes fixes de stator. Un exemple de réalisation a été décrit pour l'application à une turbine basse pression mais, bien entendu, l'invention s'applique de la même manière à l'ajustement de tout jeu radial entre rotor et stator de turbomachine, au niveau
d'un compresseur ou d'une turbine.
A l'instant T, le calculateur 30 calcule également, à partir des valeurs mesurées des paramètres thermodynamiques de la turbomachine (températures et régimes de rotation), les températures des éléments de
- 10 -
de rotor et de stator ainsi que l'état de dilatation de ces éléments, intégrant à la fois les dilatations d'origine thermique et celles d'origine mécanique. Ces calculs tiennent également compte de l'état thermique de la turbomachine et de l'évolution des paramètres correspondant à des conditions particulières de fonctionnement telles que phases stabilisées ou transitoires, accélérations ou décélérations, démarrages à froid ou à chaud. A partir de ces calculs, le calculateur 30 détermine enfin le jeu radial j2 obtenu en fonctionnement. Le calculateur 30 établit alors la comparaison entre le jeu j2 en fonctionnement à l'instant T et le jeu objectif jl. Selon la différence entre j2 et jl obtenue, le signal de sortie élaboré est émis, actionnant le dispositif de commande des vannes de réglage de débit de manière à annuler cette différence et une nouvelle opération en
temps réel est déclenchée à l'instant T +AT.
Après la comparaison entre le jeu calculé j2 et le jeu objectif jl, un élément de correction peut également intervenir dans l'élaboration du signal de sortie. En particulier, une vérification de simulation est faite par le calculateur 30 que les jeux radiaux à imposer permettent la succession rapide d'une phase de réaccélération, en particulier lorsque la turbomachine se trouve dans une phase de décélération progressive et qui peut être déclenchée, par exemple, par l'intervention du pilote. Cette simulation permet une anticipation tenant des temps de réponse des différents éléments mécaniques de
stator et de rotor en présence.
- 6'1 - _
En outre, une liaison peut également être prévue entre le calculateur 30 et l'ensemble de régulation proprement dit de la turbomachine, symbolisé en 31 sur les figures. En effet, dans certaines phases de fonctionnement de la turbomachine, en particulier dans des conditions transitoires, par exemple en accélération, afin de respecter le jeu objectif et particulièrement l'optimisation par rapport à différentes limitations, un signal imposant également une limitation, un temps d'accélération par exemple, peut être envoyé par le calculateur 30 à l'ensemble de régulation 31. Le schéma de la figure 4 résume l'intervention du calculateur 30 pour l'ajustement du jeu radial entre rotor et stator et symbolise à l'instant T; - en 100a, les données fournies au calculateur 30, - en 100b, la détermination de l'état thermique de la turbomachine, - en 101, le calcul des températures du rotor et du stator, - en 102, le calcul des dilatations thermiques et mécaniques, - en 103, le calcul du jeu radial en fonctionnement, - en 104, la comparaison entre le jeu radial calculé en 103 et le jeu objectif correspondant disponible en mémoire du calculateur 30, - en 105, un résultat d'égalité obtenu,
Z614073
- 12 -
- en 106, un résultat d'inégalité obtenu, - en 106a, une optimisation en termes de rendement, performances, consommation spécifique, - en 106b, l'action sur les vannes de réglage de débit, - en 107, une vérification par anticipation d'évolution comportant en particulier une hypothèse de réaccélération rapide, - en 107a, une action éventuelle sur les vannes de réglage de débit selon le résultat obtenu en 107, - en 108, le bouclage des opérations pour un nouvel ajustement en temps réel du jeu radial entre rotor et stator à l'instant T + T, - en 109, une action éventuelle sur l'ensemble de
régulation 31 de la turbomachine.
- 13 - 2 6614073
- 13 -

Claims (4)

REVENDICATIONS
1. - Dispositif d'ajustement en temps réel du jeu radial entre un rotor et un stator d'une turbomachine qui comporte un circuit de ventilation comprenant au moins un prélèvement d'air, au moins une vanne de réglage de débit insérée dans ledit circuit et au moins un dispositif de distribution assurant le refroidissement et/ou le chauffage d'au moins une zone déterminée de rotor et/ou de stator caractérisé en ce que la (ou les) dite(s) vanne(s) (16,22) est (sont) commandée(s) par un dispositif actionné par le signal de sortie (S1,S2) d'un calculateur électronique (30) qui est le résultat d'une comparaison entre: - d'une part, un jeu jl objectif correspondant à un instant T aux conditions d'utilisation et de fonctionnement de la turbomachine audit instant T et dont la valeur a été introduite en mémoire dudit calculateur à partir d'un modèle quantifié de la turbomachine comportant, en fonction des paramètres thermodynamiques de la turbomachine et des caractéristiques géométriques des pièces, les caractéristiques aérothermiques et mécaniques des éléments de stator et de rotor entre lesquels l'ajustement du jeu est recherché, - et, d'autre part, un jeu j2 calculé en fonctionnement audit instant T par ledit calculateur à partir des données fournies et après calcul des températures et des dilatations cumulées d'origine thermique et mécanique
desdits éléments de stator et de rotor considérés.
2. - Dispositif d'ajustement en temps réel du jeu radial entre un rotor et un stator de turbomachine selon la revendication 1 dans lequel le calculateur électronique (30) est relié à l'ensemble de régulation principal (31) et émet un signal imposant des limitations dans certaines
phases de fonctionnement de la turbomachine.
- 14 - 2614073
3. - Dispositif d'ajustement en temps réel du jeu radial entre un rotor et un stator de turbomachine, selon l'une
des revendications 1 ou 2, dans lequel l'élaboration du
signal de sortie (S1, S2) par le calculateur (30) tient compte des températures maximales acceptables par le stator et des températures maximales ainsi que du gradient
thermique maximal acceptables par le rotor.
4. - Dispositif d'ajustement en temps réel du jeu radial entre un rotor et un stator de turbomachine selon l'une
quelconque des revendications 1 à 3 dans lequel le
calculateur (30) introduit une correction du jeu à partir d'une optimisation en fonction de l'effet sur la consommation spécifique de la turbomachine des facteurs déterminés comprenant notamment les jeux radiaux entre rotor et stator, les consommations d'air prélevés par les circuits de ventilation, les pertes aérodynamiques occasionnés par les prélèvements, les facteurs de
désalignement de veine.
FR8705314A 1987-04-15 1987-04-15 Dispositif d'ajustement en temps reel du jeu radial entre un rotor et un stator de turbomachine Expired - Lifetime FR2614073B1 (fr)

Priority Applications (4)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR8705314A FR2614073B1 (fr) 1987-04-15 1987-04-15 Dispositif d'ajustement en temps reel du jeu radial entre un rotor et un stator de turbomachine
DE8888400883T DE3861813D1 (de) 1987-04-15 1988-04-13 Regelung, um das radialspiel zwischen rotor und stator einer turbomaschine dem istzustand entsprechend anzupassen.
EP88400883A EP0288356B1 (fr) 1987-04-15 1988-04-13 Procédé d'ajustement en temps réel du jeu radial entre un rotor et un stator de turbomachine
US07/182,294 US4849895A (en) 1987-04-15 1988-04-15 System for adjusting radial clearance between rotor and stator elements

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR8705314A FR2614073B1 (fr) 1987-04-15 1987-04-15 Dispositif d'ajustement en temps reel du jeu radial entre un rotor et un stator de turbomachine

Publications (2)

Publication Number Publication Date
FR2614073A1 true FR2614073A1 (fr) 1988-10-21
FR2614073B1 FR2614073B1 (fr) 1992-02-14

Family

ID=9350121

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
FR8705314A Expired - Lifetime FR2614073B1 (fr) 1987-04-15 1987-04-15 Dispositif d'ajustement en temps reel du jeu radial entre un rotor et un stator de turbomachine

Country Status (4)

Country Link
US (1) US4849895A (fr)
EP (1) EP0288356B1 (fr)
DE (1) DE3861813D1 (fr)
FR (1) FR2614073B1 (fr)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2270118A (en) * 1992-08-26 1994-03-02 Snecma System for cooling a turbomachine compressor and for controlling clearances therein.
WO2017220881A1 (fr) 2016-06-20 2017-12-28 Safran Aircraft Engines Procede de test d'integrite d'un systeme de regulation de debit de fluide pour une turbomachine

Families Citing this family (65)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5012420A (en) * 1988-03-31 1991-04-30 General Electric Company Active clearance control for gas turbine engine
US4928484A (en) * 1988-12-20 1990-05-29 Allied-Signal Inc. Nonlinear multivariable control system
US5003773A (en) * 1989-06-23 1991-04-02 United Technologies Corporation Bypass conduit for gas turbine engine
US5076050A (en) * 1989-06-23 1991-12-31 United Technologies Corporation Thermal clearance control method for gas turbine engine
US5090193A (en) * 1989-06-23 1992-02-25 United Technologies Corporation Active clearance control with cruise mode
US5005352A (en) * 1989-06-23 1991-04-09 United Technologies Corporation Clearance control method for gas turbine engine
US4999991A (en) * 1989-10-12 1991-03-19 United Technologies Corporation Synthesized feedback for gas turbine clearance control
FR2653171B1 (fr) * 1989-10-18 1991-12-27 Snecma Carter de compresseur de turbomachine muni d'un dispositif de pilotage de son diametre interne.
US5081830A (en) * 1990-05-25 1992-01-21 United Technologies Corporation Method of restoring exhaust gas temperature margin in a gas turbine engine
US5165845A (en) * 1991-11-08 1992-11-24 United Technologies Corporation Controlling stall margin in a gas turbine engine during acceleration
US5165844A (en) * 1991-11-08 1992-11-24 United Technologies Corporation On-line stall margin adjustment in a gas turbine engine
US5261228A (en) * 1992-06-25 1993-11-16 General Electric Company Apparatus for bleeding air
FR2698406B1 (fr) * 1992-11-25 1994-12-23 Snecma Procédé de pressurisation d'enceintes lubrifiées d'une turbomachine.
DE4327376A1 (de) * 1993-08-14 1995-02-16 Abb Management Ag Verdichter sowie Verfahren zu dessen Betrieb
US5790972A (en) * 1995-08-24 1998-08-04 Kohlenberger; Charles R. Method and apparatus for cooling the inlet air of gas turbine and internal combustion engine prime movers
GB2310255B (en) * 1996-02-13 1999-06-16 Rolls Royce Plc A turbomachine
US6155038A (en) * 1998-12-23 2000-12-05 United Technologies Corporation Method and apparatus for use in control and compensation of clearances in a gas turbine
US6272422B2 (en) * 1998-12-23 2001-08-07 United Technologies Corporation Method and apparatus for use in control of clearances in a gas turbine engine
US6227801B1 (en) * 1999-04-27 2001-05-08 Pratt & Whitney Canada Corp. Turbine engine having improved high pressure turbine cooling
DE19961528C1 (de) * 1999-12-20 2001-06-13 Siemens Ag Verfahren zur Überwachung des radialen Spalts zwischen dem Rotor und dem Stator eines elektrischen Generators und Vorrichtung zur Durchführung des Verfahrens
US6393825B1 (en) * 2000-01-25 2002-05-28 General Electric Company System for pressure modulation of turbine sidewall cavities
DE10019437A1 (de) * 2000-04-19 2001-12-20 Rolls Royce Deutschland Verfahren und Vorrichtung zum Kühlen der Gehäuse von Turbinen von Strahltriebwerken
US6925814B2 (en) * 2003-04-30 2005-08-09 Pratt & Whitney Canada Corp. Hybrid turbine tip clearance control system
US6910851B2 (en) * 2003-05-30 2005-06-28 Honeywell International, Inc. Turbofan jet engine having a turbine case cooling valve
FR2867806B1 (fr) * 2004-03-18 2006-06-02 Snecma Moteurs Dispositif de pilotage de jeu de turbine a gaz a equilibrage des debits d'air
FR2871513B1 (fr) * 2004-06-15 2006-09-22 Snecma Moteurs Sa Systeme et procede de controle d'un flux d'air dans une turbine a gaz
GB2417762B (en) * 2004-09-04 2006-10-04 Rolls Royce Plc Turbine case cooling
US8065022B2 (en) * 2005-09-06 2011-11-22 General Electric Company Methods and systems for neural network modeling of turbine components
US7293953B2 (en) * 2005-11-15 2007-11-13 General Electric Company Integrated turbine sealing air and active clearance control system and method
US7607308B2 (en) * 2005-12-08 2009-10-27 General Electric Company Shrouded turbofan bleed duct
GB0609312D0 (en) * 2006-05-11 2006-06-21 Rolls Royce Plc Clearance Control Apparatus
US8126628B2 (en) * 2007-08-03 2012-02-28 General Electric Company Aircraft gas turbine engine blade tip clearance control
US9212623B2 (en) * 2007-12-26 2015-12-15 United Technologies Corporation Heat exchanger arrangement for turbine engine
US8602724B2 (en) * 2009-01-20 2013-12-10 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gas turbine plant
DE102009010647A1 (de) * 2009-02-26 2010-09-02 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Laufspalteinstellungssystem einer Fluggasturbine
DE102009011635A1 (de) * 2009-03-04 2010-09-09 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Luftleitelement eines Laufspalteinstellungssystems einer Fluggasturbine
GB0910070D0 (en) * 2009-06-12 2009-07-22 Rolls Royce Plc System and method for adjusting rotor-stator clearance
DE102010020800A1 (de) * 2010-05-18 2011-11-24 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Verfahren und Vorrichtung zur Kühlluftversorgung für ein Triebwerk, insbesondere Flugtriebwerk, Gasturbine oder dergleichen
US20120070271A1 (en) 2010-09-21 2012-03-22 Urban Justin R Gas turbine engine with bleed duct for minimum reduction of bleed flow and minimum rejection of hail during hail ingestion events
FR2971291B1 (fr) 2011-02-08 2013-02-22 Snecma Unite de commande et procede de pilotage de jeu en sommet d'aubes
FR2977276B1 (fr) * 2011-06-30 2016-12-09 Snecma Agencement pour le raccordement d'un conduit a un boitier de distribution d'air
US9157331B2 (en) 2011-12-08 2015-10-13 Siemens Aktiengesellschaft Radial active clearance control for a gas turbine engine
US9316111B2 (en) * 2011-12-15 2016-04-19 Pratt & Whitney Canada Corp. Active turbine tip clearance control system
US9476355B2 (en) * 2012-02-29 2016-10-25 Siemens Energy, Inc. Mid-section of a can-annular gas turbine engine with a radial air flow discharged from the compressor section
US9194330B2 (en) * 2012-07-31 2015-11-24 United Technologies Corporation Retrofitable auxiliary inlet scoop
FR3000985B1 (fr) * 2013-01-15 2017-02-17 Snecma Dispositif de refroidissement pour un carter de turbine
US9714611B2 (en) * 2013-02-15 2017-07-25 Siemens Energy, Inc. Heat shield manifold system for a midframe case of a gas turbine engine
US9453429B2 (en) 2013-03-11 2016-09-27 General Electric Company Flow sleeve for thermal control of a double-wall turbine shell and related method
GB201315365D0 (en) * 2013-08-29 2013-10-09 Rolls Royce Plc Rotor tip clearance
FR3013385B1 (fr) * 2013-11-21 2015-11-13 Snecma Enceinte avant etanche lors du desassemblage modulaire d'un turboreacteur a reducteur
EP2918787B1 (fr) 2014-03-12 2017-10-18 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG Système de guidage d'écoulement et moteur à combustion rotatif
EP3126640A4 (fr) * 2014-03-31 2017-04-05 United Technologies Corporation Contrôle actif des jeux pour moteur à turbine à gaz
DE102014217831A1 (de) 2014-09-05 2016-03-10 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Vorrichtung zur Entnahme von Zapfluft und Flugzeugtriebwerk mit mindestens einer Vorrichtung zur Entnahme von Zapfluft
US9988943B2 (en) * 2015-04-27 2018-06-05 United Technologies Corporation Fitting for mid-turbine frame of gas turbine engine
US11434822B2 (en) * 2015-06-19 2022-09-06 Raytheon Technologies Corporation Inverse modulation of secondary bleed
US9909441B2 (en) * 2015-11-11 2018-03-06 General Electric Company Method of operating a clearance control system
GB201601427D0 (en) * 2016-01-26 2016-03-09 Rolls Royce Plc Setting control for gas turbine engine component(s)
US20180073440A1 (en) * 2016-09-13 2018-03-15 General Electric Company Controlling turbine shroud clearance for operation protection
US10583933B2 (en) * 2016-10-03 2020-03-10 General Electric Company Method and apparatus for undercowl flow diversion cooling
US10428676B2 (en) * 2017-06-13 2019-10-01 Rolls-Royce Corporation Tip clearance control with variable speed blower
US11329585B2 (en) 2019-01-25 2022-05-10 General Electric Company Electric machines with air gap control systems, and systems and methods of controlling an air gap in an electric machine
US11795877B2 (en) 2020-03-24 2023-10-24 Siemens Energy, Inc. Method for modulating a turbine cooling supply for gas turbine applications
US11982189B2 (en) 2021-06-04 2024-05-14 Rtx Corporation Warm start control of an active clearance control for a gas turbine engine
FR3137119A1 (fr) * 2022-06-22 2023-12-29 Safran Aircraft Engines Système de refroidissement amélioré pour un ensemble mobile de turbomachine
US20240068375A1 (en) * 2022-08-23 2024-02-29 General Electric Company Active clearance control valves and related methods

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2412697A1 (fr) * 1977-12-21 1979-07-20 United Technologies Corp Systeme de reglage du jeu d'etancheite pour un moteur a turbine a gaz
GB2078859A (en) * 1980-06-26 1982-01-13 Gen Electric Control means for a gas turbine engine
FR2508670A1 (fr) * 1981-06-26 1982-12-31 United Technologies Corp Systeme de controle a circuit ferme pour le jeu aux sommets des ailettes d'un moteur a turbine a gaz
FR2540939A1 (fr) * 1983-02-10 1984-08-17 Snecma Anneau d'etancheite pour un rotor de turbine d'une turbomachine et installation de turbomachine munie de tels anneaux
EP0231952A2 (fr) * 1986-02-07 1987-08-12 Hitachi, Ltd. Méthode et dispositif pour régler les températures du rotor et du carter d'une turbine

Family Cites Families (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4019320A (en) * 1975-12-05 1977-04-26 United Technologies Corporation External gas turbine engine cooling for clearance control
GB1581566A (en) * 1976-08-02 1980-12-17 Gen Electric Minimum clearance turbomachine shroud apparatus
GB1581855A (en) * 1976-08-02 1980-12-31 Gen Electric Turbomachine performance
US4257222A (en) * 1977-12-21 1981-03-24 United Technologies Corporation Seal clearance control system for a gas turbine
US4230439A (en) * 1978-07-17 1980-10-28 General Electric Company Air delivery system for regulating thermal growth
US4329114A (en) * 1979-07-25 1982-05-11 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Active clearance control system for a turbomachine
US4304093A (en) * 1979-08-31 1981-12-08 General Electric Company Variable clearance control for a gas turbine engine
US4363599A (en) * 1979-10-31 1982-12-14 General Electric Company Clearance control
GB2090333B (en) * 1980-12-18 1984-04-26 Rolls Royce Gas turbine engine shroud/blade tip control
US4513567A (en) * 1981-11-02 1985-04-30 United Technologies Corporation Gas turbine engine active clearance control
US4485620A (en) * 1982-03-03 1984-12-04 United Technologies Corporation Coolable stator assembly for a gas turbine engine
US4525998A (en) * 1982-08-02 1985-07-02 United Technologies Corporation Clearance control for gas turbine engine
FR2540560B1 (fr) * 1983-02-03 1987-06-12 Snecma Dispositif d'etancheite d'aubages mobiles de turbomachine
DE3514352A1 (de) * 1985-04-20 1986-10-23 MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München Gasturbinentriebwerk mit einrichtungen zur abzweigung von verdichterluft zur kuehlung von heissteilen

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2412697A1 (fr) * 1977-12-21 1979-07-20 United Technologies Corp Systeme de reglage du jeu d'etancheite pour un moteur a turbine a gaz
GB2078859A (en) * 1980-06-26 1982-01-13 Gen Electric Control means for a gas turbine engine
FR2508670A1 (fr) * 1981-06-26 1982-12-31 United Technologies Corp Systeme de controle a circuit ferme pour le jeu aux sommets des ailettes d'un moteur a turbine a gaz
FR2540939A1 (fr) * 1983-02-10 1984-08-17 Snecma Anneau d'etancheite pour un rotor de turbine d'une turbomachine et installation de turbomachine munie de tels anneaux
EP0231952A2 (fr) * 1986-02-07 1987-08-12 Hitachi, Ltd. Méthode et dispositif pour régler les températures du rotor et du carter d'une turbine

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2270118A (en) * 1992-08-26 1994-03-02 Snecma System for cooling a turbomachine compressor and for controlling clearances therein.
FR2695161A1 (fr) * 1992-08-26 1994-03-04 Snecma Système de refroidissement d'un compresseur de turbomachine et de contrôle des jeux.
GB2270118B (en) * 1992-08-26 1995-09-06 Snecma System for cooling a turbomachine compressor and for controlling clearances therein
WO2017220881A1 (fr) 2016-06-20 2017-12-28 Safran Aircraft Engines Procede de test d'integrite d'un systeme de regulation de debit de fluide pour une turbomachine

Also Published As

Publication number Publication date
FR2614073B1 (fr) 1992-02-14
US4849895A (en) 1989-07-18
EP0288356A1 (fr) 1988-10-26
DE3861813D1 (de) 1991-04-04
EP0288356B1 (fr) 1991-02-27

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP0288356B1 (fr) Procédé d'ajustement en temps réel du jeu radial entre un rotor et un stator de turbomachine
EP0266235B1 (fr) Turbomachine munie d'un dispositif de commande automatique des débits de ventilation de turbine
EP0176447B1 (fr) Dispositif de contrôle automatique du jeu d'un joint à labyrinthe de turbomachine
FR2464371A1 (fr) Moteur a turbine a gaz comportant un dispositif de reglage de jeu en fonctionnement et procede de reglage
FR2485633A1 (fr)
FR2630779A1 (fr) Procede pour maintenir un jeu a l'endroit des bouts des ailettes dans un turbomoteur
FR2641033A1 (fr)
FR2570763A1 (fr) Dispositif de controle automatique du jeu d'un joint a labyrinthe de turbomachine
CA2801193A1 (fr) Procede et systeme de pilotage de jeu en sommet d'aubes de rotor de turbine
EP2673476A1 (fr) Procede de pilotage de jeu en sommet d'aubes de rotor de turbine
FR3072414B1 (fr) Dispositif et procede de refroidissement d'une turbine basse pression dans une turbomachine
FR2582051A1 (fr) Appareil de regulation de jeu pour machine a aubes a ecoulement de fluide
FR2629517A1 (fr) Dispositif de controle de jeu dans une turbine a gaz
CA2027283C (fr) Stator de turbomachine associe a des moyens de deformation
FR2722836A1 (fr) Turbomachine munie de moyens d'ajustement du jeu radial entre rotor e stator
WO2021191523A1 (fr) Turbomachine avec dispositif de refroidissement et de pressurisation d'une turbine
FR2635561A1 (fr) Installation de turbine a vapeur avec soutirage regle
FR2999226A1 (fr) Pilotage des jeux dans une turbomachine
EP4088009A1 (fr) Procede et unite de commande pour le pilotage du jeu d'une turbine haute pression pour la reduction de l'effet de depassement egt
FR3069632B1 (fr) Dispositif de mesure de l'expansion axiale ou radiale d'un organe tubulaire de turbomachine
FR3097907A1 (fr) Contrôle actif du débit de refroidissement du compresseur haute pression
FR2630159A1 (fr) Carter d'echappement de turbomachine a dispositif de regulation thermique
FR3096083A1 (fr) Procédé et dispositif d’estimation et d’utilisation d’une zone morte d’une vanne de turbomachine
FR3078362A1 (fr) Procede et unite de commande pour le pilotage du jeu d'une turbine haute pression
FR3010464A1 (fr) Etage redresseur a calage variable pour compresseur de turbomachine comportant un joint d'etancheite a brosse

Legal Events

Date Code Title Description
ST Notification of lapse