JP2781413B2 - ガスタービンエンジンのステータ構造 - Google Patents

ガスタービンエンジンのステータ構造

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JP2781413B2
JP2781413B2 JP1168253A JP16825389A JP2781413B2 JP 2781413 B2 JP2781413 B2 JP 2781413B2 JP 1168253 A JP1168253 A JP 1168253A JP 16825389 A JP16825389 A JP 16825389A JP 2781413 B2 JP2781413 B2 JP 2781413B2
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エス．ショック ポール
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ユナイテッド テクノロジーズ コーポレーション
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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
    • F01D11/08—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

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  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Description

【発明の詳細な説明】 ［産業上の利用分野］ この発明は、軸流ガスタービンエンジンに関するもの
で、特に外側ケーシングをこのケーシングに取り付けら
れた外側エアシールを有する軸流圧縮機のステータの構
造に関するものである。
［従来の技術及びその問題点］ 例えば軸流圧縮機等の軸流回転装置を持つ動力装置の
代表的なものとしては、航空機用のターボファンジェッ
トエンジン及びナセルがある。周知のようにナセルは、
エンジン及び補機類を被覆してエンジンユニットの外周
面の空力抵抗を減少すると同時にエンジンの排気によっ
て推力を発生する。
ターボファエンンジンにおいては主作動ガス通路は、
エンジンの中心部に貫通して形成されている。また、二
次作動ガス通路は、環状に形成され、主作動ガス通路の
周囲に配設される。エンジンの多数のファンブレード
は、それぞれ主作動ガス通路及び二次作動ガス通路を横
切って放射状に設けられている。これらのファンブレー
ドは、主作動ガス通路及び二次作動ガス通路に導入され
る作動ガスを加圧する。二次作動ガス通路に導入される
燃焼ガスの流量の主作動ガス通路に導入される作動ガス
の流量に対する比が、バイパス率となり、これが3.5を
越えるものは、高バイパスターボファンと呼ばれる。
この高バイパスターボファンに用いられるナセルは、
比較的大径のファンナセルとコアナセルを有している。
これらのファンナセル及びコアナセルは、ファンカウリ
ング及びコアカウリングとも呼ばれる。コアナセルは、
エンジンの周囲にエンジンの外周から離間して配設さ
れ、ガスタービンエンジンの周囲にコア室を形成してい
る。このコア室内には、補機類が配設されているが、エ
ンジンからの熱伝達によって、コア室内のガス温度は、
150゜Kを越えるものとなる。
コアナセルは、ファンナセルの放射方向内側に所定間
隔を存して配設され、ファンナセルとの間に二次作動ガ
ス通路を形成している。従って、ファンナセル及びコア
ナセルの内外面は、高速の二次作動ガスに対する空力抵
抗を最小とするために軸線方向のプロフィルを曲線状に
形成されている。周知のように、ターボファンエンジン
は、圧縮機と、燃焼室と及びタービンとによって構成さ
れている。主作動ガス通路は、これらの部分を通って軸
線方向に延びている。作動ガスは、圧縮機に導入され、
圧縮機によって数段階圧縮されて、昇温、昇圧される。
この作動ガスは、燃焼室内において燃料と混合されて燃
焼し、高温、高圧の燃焼ガスを発生する。この燃焼ガス
は、周知のように、エンジンの動力源となるもので、タ
ービン部で膨張して動力を発生する。
エンジンは、ロータを有しており、このロータはター
ビンで発生された動力を圧縮機に伝達する。ステータ
は、ロータを包囲して配設される。ステータは、アウタ
ケース又は圧力容器を有しており、このアウタケースに
よって高圧作動ガスを主作動ガス通路に導く。
ロータは、作動ガス通路を通って放射方向外向きに延
びる動翼を有している。一方、ステータは作動ガス通路
を通って放射方向内向きに延びる静翼を有しており、各
静翼は、動翼の上流側に配設されており、作動ガスの流
れの方向が動翼に対して所定の角度となるように作動ガ
スの流れを制御する。
ステータは、作動ガス通路からの作動ガスの漏出を防
止するためにシール手段が設けられている。近代のエン
ジンのシール手段は、エンジンの内周面にそって配設さ
れた複数の円弧状部材によって構成されたアウタエアシ
ールを有している。シール手段は、ロータの動翼との間
に所定のクリアランス存して配設される。アウタエアシ
ールにおいては、ロータの動翼との間のクリアランスを
最小とするために、円周方向に連続していなければなら
ない。また、アウタシールは、円周方向の不連続による
アウタシールの動翼先端部の干渉によるシール性の低下
を防止することも必要である。
近年の高バイパスターボファンエンジンには、クリア
ランス調整装置を設けて、定常運転状態ではアウタエア
シールの径を最小として、アウタシールと動翼間のクリ
アランスを最小とし、過渡運転状態ではアウタシールの
径を拡大して動翼とアウタシールとの間のクリアランス
を拡大するようにしている。アメリカ特許第3,966,354
号及びイギリス特許第2025536号にはアウタケース内の
低温エア及び高温エアを用いてアウタシールの径を調整
して、アウタシールと動翼間のクリアランスを調整する
ようにした構成が示されている。
パターソン（Patterson）に付与されたアメリカ特許
第3,996,354号の「クリアランス調整用熱感応バルブ」
には、エンジンの圧力容器を形成するアウタケースと、
このアウタケースから放射方向内側に離間して配設され
たインナケースとが設けられている。アウタケースとイ
ンナケースの間には、環状室が形成されておりエンジン
の圧縮機からの冷気が導入される。冷気は、環状室内に
流通するとともに、インナケースのフランジに作用し
て、ロータとアウタエアシール間のクリアランスを調整
する。環状室に導入される冷気は、作動ガス通路等の圧
力室内に排出できるように高圧となっている。このた
め、冷気が作動ガス通路に流通出来るようにするため
に、冷気を加圧するために大きな動力が必要となる。ま
た、高圧に加圧することによって、冷媒として作用する
冷気の温度が上昇して、冷却効果が低下する。
一方、デイビソン（Davison）に付与されたイギリス
特許第2025536号の「タービンロータシュラウドのクリ
アランス調整装置」には、他のクリアランス調整方法が
示されている。このイギリス特許には、アウタケース
と、アウタケースの内側に設けるシュラウド支持部材
と、及びシュラウド支持部材に取り付けられたアウタエ
アシールが示されている。リング部材は、シュラウド支
持部材の周面部に沿って配設され、冷気をこのリング部
材に吹き当てることによって、アウタエアシールと動翼
間のクリアランスを調整する。冷気は、高圧で環状室と
リング部材間で、下流側に設けるフランジ接合部を通っ
て流通する。このイギリス特許においても、冷気は、ガ
スタービンエンジンの圧力室内の作動ガス通路に導入さ
れる。
また、他の形式のエンジンにおいては、動翼とアウタ
エアシールとの間のクリアランスは、冷却可能なアウタ
ケース等の圧力室壁の内周面にアウタシールを設け、そ
の外側より冷気を作用させることによって調整するよう
にしている。この形式のエンジンは、例えばレデインガ
ー（Redinger）に付与されたアメリカ特許第4,019,320
号「クリアランス調整用ガスタービンエンジン外部冷却
装置」、チャップリン（Chaplin）に付与されたアメリ
カ特許第4,247,248号「ガスタービンエンジンのアウタ
エアシール支持構造」、コエニ等（Koenig et al）に付
与されたアメリカ特許第4,485,620号「ガスタービンエ
ンジンのステータ」、ロウレロ（Laurello）に付与され
たアメリカ特許第4,533,901号「ガスタービンエンジン
のステータ構造」に開示されている。これらのアメリカ
特許にしめされた構成においては、アウタケースがアウ
タエアシールに取り付けられており、アウタケースを選
択的に冷却することによってアウタケースの径を変更し
て、シールの径を変更するように構成する。従って、こ
の場合、アウタケースの径の減少に伴ってアウタエアシ
ールの径が減少してロータの動翼とのクリアランスを減
少させる。
これらの特許の内、アメリカ特許第4,533,901号では
アウタエアシールが、アウタケースの一つの部分に取り
付けられ、アメリカ特許第4,019,320号、第4,247,248号
及び第4,485,620号では二つの部分に設けられている。
これらの特許のアウタケースは、冷却可能なレールを有
しており、このレールはアウタケースの外側に円周方向
に配設されるとともに、ナセル室内に挿入されている。
このレールは、アウタケースの剛性を高めるとともに、
レールの温度変化によってアウタケースの径を変化させ
る作用を行う。なお、このレールは、アウタケースにボ
ルト止めされたフランジ又はアウタケースと一体に形成
され、アウタケース外周面から突出したレールで構成す
ることが出来る。
冷却管は、エンジンの円周方向にそって配設されてお
り、ファン部等の加圧部に連通されている。この冷却管
には、クリアランス調整用として用いられた冷気よりも
低圧の冷却空気が循環される。この低圧の冷却空気によ
って冷却されるナセルの圧力は、エンジン内部の圧力に
比べて小さいので、冷却管に循環させる冷却空気を低圧
とすることは、冷却空気の加圧に消費する動力面で有利
である。レールに作用した冷気は、エンジン内で膨張す
ることによって圧力を増加したのちに作動ガスから分離
されるので、クリアランス調整に用いられる冷気の量を
減少することが望ましい。また動翼とアウタエアシール
間のクリアランスを可及的に小さくしてエンジンを運転
するのが好ましく、アウタケースの径を最大径から最小
径までの間で変化させるために必要な冷気量を最小とす
るのが望ましい。
そこで、本発明の目的は、クリアランス調整に必要な
冷気の量を減少することの出来るシール構造を提供する
ことにある。
［課題を解決するための手段］ 上記及び上記以外の目的を達成するために、本発明の
第一の構成によれば、ナセル内に配設され、環状の作動
ガス通路と、該作動ガス通路を横切って放射方向に配設
される動翼を有するロータと、該ロータの周囲に設けら
れるアウタケースとシール構造を含むステータとを有
し、前記シール構造は、前記アウタケースに取り付けら
れるとともに動翼を包囲する第一のアウタエアシール
と、前記アウタケースに取り付けられるとともに他の動
翼を包囲する第二のアウタエアシールと、によって構成
されるターボファンエンジンにおいて、前記アウタケー
スが作動ガス通路を包囲しており、前記アウタケースの
内側表面が、前記作動ガス通路に連通された冷却空気通
路に面しており、外側表面がナセルに対向しており、前
記アウタケースの外側表面には軸線方向に相互に離間し
た第一及び第二のレールが前記ナセル側に突出して設け
られており、前記第一及び第二のレールが少なくとも一
つのアウタエアシールの外側に位置するように構成され
ており、前記アウタケースより離間して配設されたシー
ルドを有し、このシールドは、前記ナセルと前記アウタ
ーケースによって形成される環状室と流体的に連通する
環状のシールド室を形成し、このシールドによって、前
記アウタケース及び前記第一及び第二のレールを前記環
状室より遮蔽して、前記環状室の温度勾配によりアウタ
ケース及びレールに温度勾配が生じることを防止するこ
とを特徴とするガスタービンエンジンのステータ構造が
提供される。
なお、上記の構成において、前記環状室と前記シール
ド室間に配設されるシールドに、断熱材層を設けること
も可能である。さらに、前記シールドは、円周方向に離
間して設けるブラケット部によって前記アウタケースに
取り付けられることも出来る。なお、前記ブラケット部
と前記シールド間に設けられ、前記アウタケースから前
記シールドへの熱伝達を防止する断熱材を設けることも
できる。
また、前記シールド室及び前記第一及び第二のレール
に冷却空気を供給する手段を設けるとともに、前記シー
ルドを前記冷却空気の供給手段の外側に配設して前記シ
ールド室に流通する冷却空気を前記環状室より遮蔽する
ように構成してもよい。またさらに、前記シールドは、
冷却空気供給源に接続された少なくとも一つの通路と、
前記通路内の冷却空気をレールに向かって吹き付ける孔
と、レールに吹き付けられた冷却空気をレールに沿って
円周方向に流通させる冷却通路とによって構成すること
も可能である。なお、後者の場合、前記冷却通路は、円
周方向に離間して形成され、前記第一のレールの外側に
設けられた複数の第一の通路と、円周方向にそれぞれ離
間して配設され、前記第二のレールの外側に設けられた
複数の第二の通路と、円周方向にそれぞれ離間して設け
られ前記第一及び第二のレール間に位置するアウタケー
スの部分の外側に設けられた複数の第三の通路とによっ
て構成することが好ましい。また、前記シールドは、そ
れぞれ冷却空気源に接続された複数の管状部材によって
形成され、各軸線方向に隣接する前記管状部材間を連結
する連結部材によって連結される。さらに、前記冷却通
路は、前記連結部材によって形成することも可能であ
る。
さらに、前記した本発明の第一の構成において、前記
シールドが、インナシェルとアウタシェルによって形成
されたマニホールドを有しており、前記インナシェルに
は、冷却空気をレールに吹き付けるための孔が設けられ
ているとともに、前記インナシェルと前記アウタシェル
間に排気通路が設けられ、インナシェルの内側に流通す
る冷却空気を前記管状室に排気するように構成すること
も出来る。
なお、前記冷却空気通路は、前記環状室から断熱され
ているとともに、前記アウタケースと前記シールド間に
形成された前記シールド室から断熱されていることが望
ましい。
さらに、好ましくは、前記シールドは、前記アウタケ
ースより前記レールの高さの約1/3以下の間隔離間され
る。この場合、前記アウタケースの内面の前記第一及び
第二のレール間の部分には断熱材層が設けることが好ま
しい。
本発明の第二の構成によれば、ナセル内に配設され、
環状の作動ガス通路と、該作動ガス通路を横切って放射
方向に配設される動翼を有するロータと、該ロータの周
囲に設けられるアウタケースとシール構造を含むステー
タとを有し、前記シール構造は、 前記アウタケースに取り付けられるとともに動翼を包
囲する第一のアウタエアシールと、前記アウタケースに
取り付けられるとともに他の動翼を包囲する第二のアウ
タエアシールと、によって構成され、前記各アウタエア
ケースが複数の円周方向に設ける円弧状部材によって構
成され、各円弧状部材と隣接する円弧状部材が所定のク
リアランスを存して接合されたターボファンエンジンに
おいて、 前記アウタケースが作動ガス通路を包囲しており、前
記アウタケースの内側表面が、前記作動ガス通路に連通
された冷却空気通路に面しており、外側表面がナセルに
対向しており、前記アウタケースの外側表面には軸線方
向に相互に離間した第一及び第二のレールが前記ナセル
とアウタケースによって形成される環状室内に突出して
設けられており、前記第一及び第二のレールが少なくと
も一つのアウタエアシールの外側に位置するように構成
されており、 前記アウタケースより離間して配設されたシールドを
有し、このシールドは、前記ナセルと前記アウターケー
スによって形成される環状室と流体的に連通する環状の
シールド室を形成し、このシールドによって、前記アウ
タケース及び前記第一及び第二のレールを前記環状室よ
り遮蔽して、前記環状室の温度勾配により前記アウタケ
ース及びレールに温度勾配が生じることを防止し、 冷却空気源に接続され、前記冷却空気をエンジンの回
りに流通させるとともに、前記レールに向かって前記冷
却空気を吹き付ける手段と、 円周方向に離間して配設され、前記第一のレールの外
側に設けられる複数の第一の排気通路と、 円周方向に離間して配設され、前記第二のレールの外
側に設けられる複数の第二の排気通路と、 円周方向に離間して配設され、前記第一及び第二のレ
ールの間のアウタケース部分の外側に設けられる複数の
第三の排気通路と、 前記シールド室と前記環状室の間に配設された断熱部
材とによって構成され、 前記シールド室と前記シールドがエンジンの全運転領
域においてアウタケースと前記環状室間の熱伝達を阻止
するとともに、前記シールドが前記環状室と前記シール
ド室内の冷却空気間の熱伝達を阻止し、前記シールド室
が、冷却空気を排気するまえに前記レールにそって循環
させる冷却通路を形成していることを特徴とするガスタ
ービンエンジンのステータのクリアランス調整装置も提
供される。
上記の本発明の第二の構成において、前記シールド
が、インナシェルとアウタシェルによって形成されたマ
ニホールドを有しており、前記インナシェルには、冷却
空気をレールに吹き付けるための孔が設けられていると
ともに、前記インナシェルと前記アウタシェル間に排気
通路が設けられ、前記インナシェルの内側に流通する冷
却空気を前記環状室に排気するようにすることが望まし
い。
また、前記シールドは、それぞれ冷却空気源に接続さ
れた複数の管状部材によって形成され、各軸線方向に隣
接する前記管状部材間に連結する連結部材によって連結
される。さらに、前記冷却通路は、前記連結部材によっ
て形成される。
なお、前記シールド室及び前記第一及び第二のレール
に冷却空気を供給する手段を設けるとともに、前記シー
ルドを前記冷却空気の供給手段の外側に配設して前記シ
ールド室に流通する冷却空気を前記環状室より遮蔽する
ことも可能である。
［実 施 例］ 以下に、本発明の好適実施例を添付する図面を参照し
ながら説明する。
第１図は、高バイパスターボファンエンジンを有する
航空機の動力装置10を示している。動力装置10には、タ
ーボファンエンジン12とこのエンジンを航空機に支持す
るためのパイロン（図示せず）とが設けられている。さ
らに、動力装置10は、ナセル14を有しており、このナセ
ルはエンジン12を包囲して設けられている。
ナセル14は、ファンナセル16とコアナセル18とで構成
されている。コアナセル18は、エンジン12から放射方向
に離間して配設され、エンジンとの間にコア室20を形成
する。なお、コアナセルには、図示しないドアが設けら
れ、コア室内のエンジン部品の点検、修理、交換等を可
能とする。
ターボファンエンジン12は、ファン部24及び圧縮部26
を持つ圧縮機22を有している。この圧縮機22の軸線方向
後段には燃焼室28及びタービン30が設けられている。作
動ガスの主通路32は、これらの圧縮機22、燃焼室28及び
タービンを通って形成されている。
コア室20は、外壁34を有しており、このアウタケース
は、エンジン12を包囲して設けられている。ファンナセ
ル16は、コア室20の外壁34に対して放射方向外側に離間
して配設された壁部36を有しており、外壁34との間にバ
イパス通路又は二次通路38を形成している。
バイパス通路38に流通する作動ガスの流量の、主通路
32に流通する作動ガス流量に対する比は、約3.5:1以上
となっている。これによって、図示のターボファエンジ
ンは、高バイパス型のターボファンエンジンとされてい
る。第１図に示すように、エンジンの前部は、後部に比
べて非常に大径となっており、バイパス通路38に作動ガ
スを導入するようになっている。また、大径のエンジン
前側部分を包囲するために、大径のナセルが必要とな
る。
エンジンのタービン30は、ステータを有しており、こ
のステータには、第一及び第二のレール46、48で示す複
数のレール又はフランジが設けられている。これら第一
及び第二のレール46、48は、エンジンの外側円周方向に
設けられている。これらのレール46、48は、シールド部
材50によって包囲されている。シールド部材50は、レー
ル46、48に対して放射方向外側に離間し、タービン30に
わたって設けられている。シールド50には、冷却通路52
が形成されておりタービン30の外側に冷却空気を流通さ
せるとともに、エンジンの外側に冷却空気を作用させ
る。この冷却通路52は、冷気導入管54を介して冷気源と
して機能するバイパス通路38に連通されている。冷気導
入管54には、制御弁Ｖが設けられており、この弁の開閉
によってバイパス通路38から冷却通路52への冷気の導入
を制御している。このシールド部材50の詳細は、後述す
る第５図に示されている。
第２図は、本発明の一実施例によるシールド部材の構
成をタービン30の対応部分30′とともに示している。第
２図に示すように、タービン30には、エンジンの軸線Ａ
に対して回転可能に設けられたロータ56′を有してい
る。ロータ56′には、第一段の動翼58′と第二段の動翼
60′が設けられている。各段の動翼58′及び60′は、そ
れぞれ主通路32を横切って放射方向に配設されており、
その先端部をステータ44′の近傍に位置させている。
ステータ44′には、アウタケース62′及び第一及び第
二のアウタエアシール64′、66′で示すアウタエアシー
ルが設けられている。第一のアウタエアシール64′は複
数の円弧状部材65′によって構成され、これらの円弧状
部材65′は円周方向に配設されて第一段の動翼58′を包
囲している。各円弧状部材65′は、隣接する部材と円周
方向に離間して配設され、部材間に所定の間隙を形成し
ている。第二のアウタエアシール66′は、複数の円弧状
部材67′のよって構成されており、各円弧状部材67′
は、円周方向に、隣接した部材との間に所定の間隙を存
して配設されて、第二段の動翼60′を包囲している。ア
ウタエアシール64′、66′の各円弧状部材65′、67′は
第一及び第二の支持部材74′、76′等によってアウタケ
ース62′に取り付けられている。第２図に示すように、
これらの第一及び第二のアウタエアシール64′、66′
は、第一及び第二段の動翼58′、60′と間隙G1、G2を介
して対向している。
第一及び第二のアウタエアシール64′、66′の間に
は、静翼78′が配設されている。各静翼78′は、アウタ
ケース62′より放射方向内向きに突出されている。静翼
78′の先端部は、間隙G3を存してロータ56′と対向して
いる。
アウタケース62′は、主通路32の内側に設けられてい
る。アウタケース62′は、圧力室を形成しており、主通
路32に流通する高圧作動ガス導入される。タービンに導
入される作動ガスの圧力は数百ポンド／平方インチ、即
ち十数万kg/mm2程度の高圧となる。
アウタケース62′の外表面82′は、コア室20′内に対
向している。アウタケース62′の内面84′は、アウタエ
アシールとステータによって構成する円筒部材に所定間
隔を存して対向して冷気通路86′を形成している。この
冷気通路86′には、冷却空気通路52に流通する冷却空気
よりも高圧の冷却空気が流通する。この高圧の冷却空気
は、中空に形成されたステータ44′の静翼78′に流入す
るとともに、第一及び第二のアウタエアシール64′、6
6′の各円弧状部材間に形成する間隙を通って主作動ガ
ス通路に流入して、主通路32′に流通する高温の作動ガ
スからアウタエアシール64′、66′及びステータ44′の
静翼78′を保護する。
アウタケース62′のレール46′ 48′は、アウタケー
スと一体に形成され、アウタケースから放射方向外向き
に突出した突条で形成されている。また、レール46′、
48′は、第３図乃至第５図に示すように、アウタケース
と別体に形成した複数のフランジをボルト等によって一
体的に接合して形成することも可能である。
第一のレール46′は、第一のアウタエアシール64′の
外側の軸線方向の対応位置に配置されている。このレー
ル46′は、アウタケース61′の外表面82′から外向きに
突出されており、放射方向の高さh1を有している。一
方、第二のレール48′は、第二のアウタエアシール66′
の外側の、軸線方向の対応位置に配設されており、アウ
タケース62′の外表面82′から高さh2コア室20′内に突
出している。なお、本実施例において、第二のレール4
8′の高さh2は、第一のレール46′の高さh1と等しくな
っている。アウタケース62′の、第一及び第二のレール
46′及び48′間を連結する部分88′の軸線方向の長さは
Ｌとなっており、この部分はそれぞれＬの1/3の長さを
有する部分L1、L2、L3に分割されている。アウタケース
62′の内表面の部分88′に対応する箇所には、断熱部材
89′が設けられている。
シールド50は、アウタケース62′からh3の距離離間し
て配設され、アウタケース外表面との間にシールド室9
2′を形成している。このシールド50とアウタケース6
2′間の間隔h3は、シールドの軸方向の略全長（軸方向
の少なくとも70％の部分）におけるもっとも接近した部
分において、第一及び第二のレール46′及び48′の高さ
h1、h2の1/3以下となっている。シールド50には、複数
の円周方向に延びる管94′が形成されており、各管94′
は、冷却空気通路98′を形成するとともに、例えばファ
ン部24等の冷却空気源に冷却空気導入管54′によって接
続されている。各管94′には多数の冷却空気吹き出し孔
100′が形成されており、冷却空気は、これらの吹き出
し孔100′を通ってアウタケース62′の外表面82′及び
レール46′、48′に吹き付けられる。各管94′の間は接
続部材102′、104′、106′によって接続されている。
接続部材102′は、第一のレール46′に対応する位置
に、円周方向にそれぞれ離間して多数の第一の排気孔10
8′が形成されている。また、接続部材106′の第二のレ
ール48′に対向する位置には、円周方向にそれぞれ離間
した多数の第二の排気孔110′が形成されている。ま
た、接続部材104′にも、円周方向にそれぞれ離間した
多数の第三の排気孔112′が形成されている。
第３図は、第２図に示すタービンの一部を示す斜視図
である。第３図においては、第２図の構成と同一の部材
はそれぞれ同一のダッシュ（′）を付さない符号を付し
て示す。アウタエアシール64、66の各円弧状部材65、67
は、それぞれガイドレール74、76によって円周方向に摺
動可能に支持されている。各円弧状部材65、67は、隣接
する部材と軸線方向又は円周方向に離間して設けられて
いる。各部材間の軸線方向及び円周方向に形成する間隙
によって、タービンの運転状態によりアウタエアシール
に熱膨張が生じた場合、又はアウタケースの径が変化し
た場合に生じる円弧状部材の変位を許容する。例えば、
第一のアウタエアシール64の各円弧状部材65は、円周方
向に隣接する円弧状部材との間に幅Fyの間隙を存して配
設され、軸線方向に隣接する動翼の構成部材とは幅Fxの
間隙が設けられている。同様に、第二のアウタエアシー
ル66の各円弧状部材67は、円周方向に隣接する円弧状部
材とGyの間隙が設けられ、軸線方向に隣接する静翼の構
成部材とはGxの間隙が設けられている。また、ガイドレ
ール74、76の構成部材も、相互に隣接する部材間にHyの
間隙が設けられている。
シールド50は、アウタケース62の外表面82から放射方
向に離間して配設されており、断熱部材118を介してア
ウタケース62のブラケット部91に取り付けられている。
このシールド50は、アウタケースとの間に、管94から冷
却空気吹き出し孔100から吹き出される冷却空気をレー
ル46、48及びアウタケース62に吹き付けるための冷却空
気通路を形成している。この冷却空気通路に流通する冷
却空気は、F1、F2、F3、F4で示すように管94内に形成し
た冷却空気通路98にそって円周方向に流通する。レール
46、48及びアウターケース62に吹き付けられた冷却空気
は、F1a、F2a、F3a、F4aで示すようにアウタケース62と
シールド間に形成された通路に流通するものと、F1b、F
2b、F3b、F4bで示すように排気孔108、110、112を通っ
て排気されるものとに別れる。これによって、冷気の流
れを、排気孔の開閉によって調整することが可能とな
る。例えば、図示の例においては、排気孔108、110、11
2による円周方向の排気と、放射方向孔114、116による
放射方向の配置の二通りの経路で排気される。
第４図は、本発明の他の実施例を示すもので、この実
施例においては、シールドの構成が、先の実施例とは変
更されている。本実施例においてシールド120では、管1
24とシールド部材126間に、断熱部材122を介挿した構成
となっている。シールド120とアウタケース間に形成さ
れるシールド室132の放射方向の高さはh5となってお
り、このh5はレール146、148の高さの1/3以下となって
おり、このシールド室に冷却空気が導入されてレール及
びアウタケースを冷却する。シールド126の上流側端部
と下流側端部はアウタケース外表面よりP1離間してお
り、下流側端部は、シールド室132の排気口として機能
している。なお、P1は、約50mils（1.27mm）であり60mi
ls（1.524mm）の径を有する冷却空気吹き出し孔150より
も小さくなっている。
シールドは、冷却管より外方に突出した緊密に織られ
たグラスファイ製の翼片で形成することも可能である。
この構成によれば、グラスファイバによって、各冷却管
間は相互に断熱される。
第５図は、本発明の他の実施例を示すもので、第１図
を拡大して示すものである。この構成において、シール
ド50は、複数のマニホールドを形成している。シールド
50は、レール46、48及びアウタケース62を包囲してコア
室20に流通する高温ガスに対してレール及びアウタケー
スを断熱している。マニホールドは、インナシェル156
とアウタシェル158によって構成されており、このイン
ナシェルとアウタシェルの間には冷却空気通路52が形成
されている。インナシェル156とアウタシェル158間には
放射方向に延びる複数の排気管138が設けられている。
インナシェル156及びアウタシェルの内側面にはそれぞ
れ断熱部材152が添着されており、冷却空気通路52内に
流通する冷却空気をナセル内の熱及びアウタケースの熱
から断熱している。
第６図及び第７図は、アウタケースの円周方向におけ
るレールの温度分布を図式的に示すものである。第６図
及び第７図に示す測定結果は、テスト条件においてター
ボファンガスタービンエンジンに本発明のシールドを用
いた場合の効果を示すものである。第６図は、二つの閉
曲線で示す結果は、いずれも冷却空気を吹き付けずに測
定した場合の測定結果を示すもので、第７図の二つの閉
曲線で示す結果は、いずれも冷却空気を吹き付けて測定
した場合の結果を示している。第６図及び第７図におい
て曲線１は、いずれも断熱せずまたシールドも用いずに
測定したもので、曲線２は冷却空気を断熱し、かつ、本
発明の第４図の実施例によるシールドを設けた場合の測
定結果を示すものである。なお、実験に用いたシールド
はグラスファイバで形成されている。
第１図及び第２図の構成において、高バイパスターボ
ファンガスタービンエンジンの運転中には、高温の燃焼
ガスが、燃焼室28からタービン30に流れる。高温、高圧
のガスは、タービン内で膨張する。この時、高温ガス
は、主通路32にも流通するので、タービンの各部材には
ガスの熱が伝達される。タービンの動翼58、60は、高温
の作動ガスと接触して、作動ガスに対して動翼よりも遠
い位置に配置されたアウタケースよりも速く作動ガスの
熱に反応する。この時、初期の動翼58、60とアウタケー
ス62間に形成したクリアランスによって動翼及び動翼を
支持するデイスク部材の、アウタケースに支持されたア
ウタエアシール及び静翼等の部材に対する変位を許容す
る。この結果、ロータとステータ間の間隙G1、G2、G3が
変化する。時間の経過にともなって、アウタケースは、
高温ガスの熱を受けて膨張して、ロータから離れる方向
に変位して、間隙G1、G2、G3を増加させる。
これらの間隙G1、G2、G3は、レール46′及び48′に冷
却空気を吹き付けて、部分88′を冷却する。レールが収
縮すると、レールの収縮力が、アウタケース62′の部分
A1、A2に作用してアウタケースを内向きに変位させて第
一及び第二の支持部材74′、76′の径を縮小させて、ア
ウタエアシール64′、66′及びステータの静翼の径を縮
小させる。この変位によって、間隙G1、G2、G3を縮小す
る。
エンジンの軸線方向に流通する空気及びアウタケース
にそって形成される通路86′に流通する空気に加えて、
加圧された空気がバイパス通路38及びコアナセル18にそ
って流れる。このバイパス通路38及びコアナセル18にそ
って流通される空気が加圧されており、コア室20内の空
気圧がほぼ大気圧となっているので、高バイパスターボ
ファンエンジンの大きなナセルを用いることによる広い
シール面積にかからず、ファンをバイパスしてナセル内
に導入される空気の漏出を最小とすることが出来る。さ
らに、コアナセル内に配設された補機類は、高温ガスを
局部的に吐出し、又はガスを加熱して、コア室内に高温
部を形成する。コア室内に局部的に形成される高温部及
び低温部によってアウタケース及び熱交換フィンとして
機能するレールに温度勾配が生じる。
例えば、第６図に示すように、シールドを設けない場
合には、曲線１で示すように非対象な温度分布によって
アウタケースは低温部に向かって変形する。この第６図
より明らかなように、シールドを設けない場合には、曲
線２で示すシールドを設けた例に比べて大きな温度勾配
が生じることになる。シールドを設けた場合、レールの
温度が50乃至100度程度上昇する。しかしながら、この
場合にはレールの温度勾配が小さいので、レールに負荷
される熱応力は小さくなる。従って、シールドを設ける
ことによりレール、アウタエアシール等ににおける応力
が減少する。またさらに、曲線２のように冷却空気を用
いない運転状態は、エンジンの運転状態におけるレール
の温度は、海上離陸のように高出力運転状態と同様のエ
ンジンの運転状態である。このようなエンジンの運転状
態では、作動ガス通路の温度が非常に高くなっている。
レールの温度が高温となっている結果、レールの寿命に
多大な影響を与える放射方向の温度勾配を減少すること
が出来る。この場合、シールド室内の空気を排気するこ
とによって、レールの温度が、クレイアランスG1、G2、
G3に影響することを確実に防止することが出来る。
また、シールドによるレールの温度勾配の減少効果
は、第７図に示すように、冷却空気を吹き付けた場合に
も得ることが出来る。第７図において曲線２は、前記と
同様にシールドを設けた例を示すもので、シールドに断
熱された冷却空気通路を設けてコア室内の温度勾配によ
る影響を減少している。これに対して、第７図の曲線１
は、シールド及び断熱部材を用いない例を示すもので、
図より明らかなようにこの場合の温度分布における温度
のバラツキは、曲線２に比べて大きくなっている。
また、シールドを用いることによって、冷却空気を停
止した場合に、レールにおける温度が均一に上昇ので、
冷却空気との温度差が大きくなり熱交換率が向上する。
また、冷却空気を遮断した状態と、冷却空気を供給した
状態の温度差が大きくなることによって、所定流量の冷
却空気を供給することによりレールによって発生される
収縮力が増大する。従って、シールドを用いることによ
って、アウタケースに吹き付けられる冷却空気によるア
ウタエアシールの調整効率を向上することが出来る。さ
らに、アウタエアシールの調整動作によって、冷却空気
が加圧されるので、エンジンの効率を向上することが出
来る。
また、シールドは、冷却空気の流通ダクトとして機能
しており、冷却空気をアウタケース及びレールに吹き付
けるとともに、冷却空気をレールにそって対流させるこ
とによって、レールの冷却を行うようにすることが出来
る。例えば、第３図に示すように、通路F1からの冷却空
気は、通路F1aアウタケースの外表面に沿って軸線方向
に流れるとともに、通路F1bを通って軸線方向及び円周
方向に流れる。同様に、冷却空気は、通路F2a、F3a、F
4a、F2b、F3b、F4bを通って流通する。これによって、
所定流量の冷却空気によって、大きなアウタエアシール
の径の変更が可能となる。また、シールドによって、熱
変形量が減少される結果、アウタエアシールとロータ間
のクリアランスを小さく設定することが可能となる。
なお、本発明の、上記の実施例に限定されるものでは
なく、特許請求の範囲に記載した要件を満足するすべて
の構成を包含するものである。
【図面の簡単な説明】
第１図は、本発明のステータを含むガスタービンエンジ
ンを一部裁開して示す側面図、 第２図は、本発明のステータの第１図の構成とは異なる
実施例のタービンの一部を拡大して示す断面図、 第３図は、第２図の実施例の部分斜視図、 第４図は、第３図に示すシールドの変形例を含む他の実
施例の断面図、 第５図は、第４図に示すシールドの変形例を含む他の実
施例の断面図、 第６図及び第７図は、本発明のシールドを用いた場合
と、用いない場合におけるレールの温度分布の測定結果
を示すグラフ、 である。
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (56)参考文献 特開 昭60−153406（ＪＰ，Ａ) 特開 昭61−145303（ＪＰ，Ａ) 特開 昭57−10708（ＪＰ，Ａ) 特公 昭60−20561（ＪＰ，Ｂ２) (58)調査した分野(Int.Cl.6，ＤＢ名) F01D 11/10 F01D 19/02 F01D 25/12 F01D 25/24 F01D 25/26 F02C 7/12 F02C 7/18

Claims (18)

    (57)【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】ナセル内に配設され、環状の作動ガス通路
    と、該作動ガス通路を横切って放射方向に配設される動
    翼を有するロータと、該ロータの周囲に設けられるアウ
    タケースとシール構造を含むステータとを有し、前記シ
    ール構造は、前記アウタケースに取り付けられるととも
    に動翼を包囲する第一のアウタエアシールと、前記アウ
    タケースに取り付けられるとともに他の動翼を包囲する
    第二のアウタエアシールと、によって構成されるターボ
    ファンエンジンにおいて、 前記アウタケースが作動ガス通路を包囲しており、前記
    アウタケースの内側表面が、前記作動ガス通路に連通さ
    れた冷却空気通路に面しており、外側表面がナセルに対
    向しており、前記アウタケースの外側表面には軸線方向
    に相互に離間した第一及び第二のレールが前記ナセル側
    に突出して設けられており、前記第一及び第二のレール
    が少なくとも一つのアウタエアシールの外側に位置する
    ように構成されており、 前記アウタケースより離間して配設されたシールドを有
    し、このシールドは、前記ナセルと前記アウターケース
    によって形成される環状室と流体的に連通する環状のシ
    ールド室を形成し、このシールドによって、前記アウタ
    ケース及び前記第一及び第二のレールを前記環状室より
    遮蔽して、前記環状室の温度勾配によりアウタケース及
    びレールに温度勾配が生じることを防止することを特徴
    とするガスタービンエンジンのステータ構造。
  2. 【請求項２】前記環状室と前記シールド室間に配設され
    るシールドは、断熱材層を有していることを特徴とする
    請求項第１項記載のステータ構造。
  3. 【請求項３】前記シールドは、円周方向に離間して設け
    られたブラケット部によって前記アウタケースに取り付
    けられることを特徴とする請求項第２項記載のステータ
    構造。
  4. 【請求項４】前記ブラケット部と前記シールド間に設け
    られ、前記アウタケースから前記シールドへの熱伝達を
    防止する断熱材を更に有することを特徴とする請求項第
    ３項記載のステータ装置。
  5. 【請求項５】前記シールド室及び前記第一及び第二のレ
    ールに冷却空気を供給する手段を設けるとともに、前記
    シールドを前記冷却空気の供給手段の外側に配設して前
    記シールド室に流通する冷却空気を前記環状室より遮蔽
    したことを特徴とする請求項第１項〜第４項のいずれか
    に記載のステータ構造。
  6. 【請求項６】前記シールドは、冷却空気供給源に接続さ
    れた少なくとも一つの通路と、前記通路内の冷却空気を
    レールに向かって吹き付ける孔と、レールに吹き付けら
    れた冷却空気をレールに沿って円周方向に流通させる冷
    却通路とを形成することを特徴とする請求項第１項乃至
    第５項のいずれかに記載のステータ構造。
  7. 【請求項７】前記冷却通路は、円周方向に離間して形成
    され、前記第一のレールの外側に設けられた複数の第一
    の通路と、円周方向にそれぞれ離間して配設され、前記
    第二のレールの外側に設けられた複数の第二の通路と、
    円周方向にそれぞれ離間して設けられ前記第一及び第二
    のレール間に位置するアウタケースの部分の外側に設け
    られた複数の第三の通路とによって構成されていること
    を特徴とする請求項第６項記載のステータ構造。
  8. 【請求項８】前記シールドは、それぞれ冷却空気源に接
    続された複数の管状部材によって形成され、各軸線方向
    に隣接する前記管状部材間を連結する連結部材によって
    連結されていることを特徴とする請求項第７項記載のス
    テータ構造。
  9. 【請求項９】前記冷却通路は、前記連結部材によって形
    成されていることを特徴とする請求項第８項記載のステ
    ータ構造。
  10. 【請求項１０】前記シールドが、インナシェルとアウタ
    シェルによって形成されたマニホールドを有しており、
    前記インナシェルには、冷却空気をレールに吹き付ける
    ための孔が設けられているとともに、前記インナシェル
    と前記アウタシェル間に排気通路が設けられ、前記イン
    ナシェルの内側に流通する冷却空気を前記環状室に排気
    するようにしたことを特徴とする請求項第７項記載のス
    テータ構造。
  11. 【請求項１１】前記冷却空気通路は、前記環状室から断
    熱されているとともに、前記アウタケースと前記シール
    ド間に形成された前記シールド室から断熱されているこ
    とを特徴とする請求項第６項記載のステータ構造。
  12. 【請求項１２】前記シールドは、前記アウタケースより
    前記レールの高さの約1/3以下の間隔離間されているこ
    とを特徴とする請求項第６項記載のステータ構造。
  13. 【請求項１３】前記アウタケースの内面の前記第一及び
    第二のレール間の部分には断熱材層が設けられているこ
    とを特徴とする請求項第12項記載のステータ構造。
  14. 【請求項１４】ナセル内に配設され、環状の作動ガス通
    路と、該作動ガス通路を横切って放射方向に配設される
    動翼を有するロータと、該ロータの周囲に設けられるア
    ウタケースとシール構造を含むステータとを有し、前記
    シール構造は、 前記アウタケースに取り付けられるとともに動翼を包囲
    する第一のアウタエアシールと、前記アウタケースに取
    り付けられるとともに他の動翼を包囲する第二のアウタ
    エアシールと、によって構成され、前記各アウタエアシ
    ールが複数の円周方向に設ける円弧状部材によって構成
    され、各円弧状部材と隣接する円弧状部材が所定のクリ
    アランスを存して接合されたターボファンエンジンにお
    いて、 前記アウタケースが作動ガス通路を包囲しており、前記
    アウタケースの内側表面が、前記作動ガス通路に連通さ
    れた冷却空気通路に面しており、外側表面がナセルに対
    向しており、前記アウタケースの外側表面には軸線方向
    に相互に離間した第一及び第二のレールが前記ナセルと
    アウタケースによって形成される環状室内に突出して設
    けられており、前記第一及び第二のレールが少なくとも
    一つのアウタエアシールの外側に位置するように構成さ
    れており、 前記アウタケースより離間して配設されたシールドを有
    し、このシールドは、前記ナセルと前記アウターケース
    によって形成される環状室と流体的に連通する環状のシ
    ールド室を形成し、このシールドによって、前記アウタ
    ケース及び前記第一及び第二のレールを前記環状室より
    遮蔽して、前記環状室の温度勾配により前記アウタケー
    ス及びレールに温度勾配が生じることを防止し、 冷却空気源に接続され、前記冷却空気をエンジンの回り
    に流通させるとともに、前記レールに向かって前記冷却
    空気を吹き付ける手段と、 円周方向に離間して配設され、前記第一のレールの外側
    に設けられる複数の第一の排気通路と、 円周方向に離間して配設され、前記第二のレールの外側
    に設けられる複数の第二の排気通路と、 円周方向に離間して配設され、前記第一及び第二のレー
    ルの間のアウタケース部分の外側に設けられる複数の第
    三の排気通路と、 前記シールド室と前記環状室の間に配設された断熱部材
    とによって構成され、 前記シールド室と前記シールドがエンジンの全運転領域
    においてアウタケースと前記環状室間の熱伝達を阻止す
    るとともに、前記シールドが前記環状室と前記シールド
    室内の冷却空気間の熱伝達を阻止し、前記シールド室
    が、冷却空気を排気するまえに前記レールにそって循環
    させる冷却通路を形成していることを特徴とするガスタ
    ービンエンジンのステータのクリアランス調整装置。
  15. 【請求項１５】前記シールドが、インナシェルとアウタ
    シェルによって形成されたマニホールドを有しており、
    前記インナシェルには、冷却空気をレールに吹き付ける
    ための孔が設けられているとともに、前記インナシェル
    と前記アウタシェル間に排気通路が設けられ、インナシ
    ェルの内側に流通する冷却空気を前記環状室に排気する
    ようにしたことを特徴とする請求項第14項記載のガスタ
    ービンエンジンのステータのクリアランス調整装置。
  16. 【請求項１６】前記シールドは、それぞれ冷却空気源に
    接続された複数の管状部材によって形成され、各軸線方
    向に隣接する前記管状部材間を連結する連結部材によっ
    て連結されていることを特徴とする請求項第15項記載の
    ガスタービンエンジンのステータのクリアランス調整装
    置。
  17. 【請求項１７】前記冷却通路は、前記連結部材によって
    形成されていることを特徴とする請求項第16項記載のガ
    スタービンエンジンのステータのクリアランス調整装
    置。
  18. 【請求項１８】前記シールド室及び前記第一及び第二の
    レールに冷却空気を供給する手段を設けるとともに、前
    記シールドを前記冷却空気の供給手段の外側に配設して
    前記シールド室に流通する冷却空気を前記環状室より遮
    蔽したことを特徴とする請求項第14項乃至第17項のいず
    れかに記載のガスタービンエンジンのステータのクリア
    ランス調整装置。
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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5144794A (en) * 1989-08-25 1992-09-08 Hitachi, Ltd. Gas turbine engine with cooling of turbine blades
FR2653171B1 (fr) * 1989-10-18 1991-12-27 Snecma Carter de compresseur de turbomachine muni d'un dispositif de pilotage de son diametre interne.
US5100291A (en) * 1990-03-28 1992-03-31 General Electric Company Impingement manifold
DE4017861A1 (de) * 1990-06-02 1991-12-05 Mtu Muenchen Gmbh Leitkranz fuer eine gasturbine
US5098257A (en) * 1990-09-10 1992-03-24 Westinghouse Electric Corp. Apparatus and method for minimizing differential thermal expansion of gas turbine vane structures
US5281085A (en) * 1990-12-21 1994-01-25 General Electric Company Clearance control system for separately expanding or contracting individual portions of an annular shroud
US5224822A (en) * 1991-05-13 1993-07-06 General Electric Company Integral turbine nozzle support and discourager seal
US5174714A (en) * 1991-07-09 1992-12-29 General Electric Company Heat shield mechanism for turbine engines
US5195868A (en) * 1991-07-09 1993-03-23 General Electric Company Heat shield for a compressor/stator structure
US5176495A (en) * 1991-07-09 1993-01-05 General Electric Company Thermal shielding apparatus or radiositor for a gas turbine engine
US5238365A (en) * 1991-07-09 1993-08-24 General Electric Company Assembly for thermal shielding of low pressure turbine
US5165848A (en) * 1991-07-09 1992-11-24 General Electric Company Vane liner with axially positioned heat shields
US5160241A (en) * 1991-09-09 1992-11-03 General Electric Company Multi-port air channeling assembly
US5205115A (en) * 1991-11-04 1993-04-27 General Electric Company Gas turbine engine case counterflow thermal control
US5219268A (en) * 1992-03-06 1993-06-15 General Electric Company Gas turbine engine case thermal control flange
US5230801A (en) * 1992-11-02 1993-07-27 Exxon Research And Engineering Company Recovery of alcohols from n-paraffins by pervaporation
US5399066A (en) * 1993-09-30 1995-03-21 General Electric Company Integral clearance control impingement manifold and environmental shield
US5391052A (en) * 1993-11-16 1995-02-21 General Electric Co. Impingement cooling and cooling medium retrieval system for turbine shrouds and methods of operation
US5540547A (en) * 1994-06-23 1996-07-30 General Electric Company Method and apparatus for damping vibrations of external tubing of a gas turbine engine
US5480281A (en) * 1994-06-30 1996-01-02 General Electric Co. Impingement cooling apparatus for turbine shrouds having ducts of increasing cross-sectional area in the direction of post-impingement cooling flow
US5591002A (en) * 1994-08-23 1997-01-07 General Electric Co. Closed or open air cooling circuits for nozzle segments with wheelspace purge
US5634766A (en) * 1994-08-23 1997-06-03 General Electric Co. Turbine stator vane segments having combined air and steam cooling circuits
US6148518A (en) * 1998-12-22 2000-11-21 United Technologies Corporation Method of assembling a rotary machine
US6203273B1 (en) 1998-12-22 2001-03-20 United Technologies Corporation Rotary machine
US6902371B2 (en) * 2002-07-26 2005-06-07 General Electric Company Internal low pressure turbine case cooling
FR2867224B1 (fr) * 2004-03-04 2006-05-19 Snecma Moteurs Dispositif de maintien axial de secteur d'entretoise pour anneau d'une turbine haute-pression de turbomachine
GB2415017A (en) * 2004-06-08 2005-12-14 Rolls Royce Plc Heat shield for attachment to a casing of a gas turbine engine
GB0414043D0 (en) * 2004-06-23 2004-07-28 Rolls Royce Plc Securing arrangement
US7597537B2 (en) * 2005-12-16 2009-10-06 General Electric Company Thermal control of gas turbine engine rings for active clearance control
US7503179B2 (en) * 2005-12-16 2009-03-17 General Electric Company System and method to exhaust spent cooling air of gas turbine engine active clearance control
US8801370B2 (en) * 2006-10-12 2014-08-12 General Electric Company Turbine case impingement cooling for heavy duty gas turbines
US7819626B2 (en) * 2006-10-13 2010-10-26 General Electric Company Plasma blade tip clearance control
US7794201B2 (en) * 2006-12-22 2010-09-14 General Electric Company Gas turbine engines including lean stator vanes and methods of assembling the same
FR2922589B1 (fr) * 2007-10-22 2009-12-04 Snecma Controle du jeu en sommet d'aubes dans une turbine haute-pression de turbomachine
EP2078837A1 (de) * 2008-01-11 2009-07-15 Siemens Aktiengesellschaft Zapfluftentnahmevorrichtung für einen Verdichter eines Gasturbinentriebwerks
US8568091B2 (en) * 2008-02-18 2013-10-29 United Technologies Corporation Gas turbine engine systems and methods involving blade outer air seals
EP2184445A1 (de) * 2008-11-05 2010-05-12 Siemens Aktiengesellschaft Axial segmentierter Leitschaufelträger für einen Gasturbine
GB201104043D0 (en) * 2011-03-10 2011-04-20 Rolls Royce Plc A gas turbine engine
US9033670B2 (en) 2012-04-11 2015-05-19 Honeywell International Inc. Axially-split radial turbines and methods for the manufacture thereof
US9115586B2 (en) 2012-04-19 2015-08-25 Honeywell International Inc. Axially-split radial turbine
US9341074B2 (en) 2012-07-25 2016-05-17 General Electric Company Active clearance control manifold system
US10309235B2 (en) * 2012-08-27 2019-06-04 United Technologies Corporation Shiplap cantilevered stator
US9322415B2 (en) * 2012-10-29 2016-04-26 United Technologies Corporation Blast shield for high pressure compressor
US10030539B2 (en) 2012-12-18 2018-07-24 United Technologies Corporation Gas turbine engine inner case including non-symmetrical bleed slots
US9976436B2 (en) * 2013-03-28 2018-05-22 United Technologies Corporation Movable air seal for gas turbine engine
US9476305B2 (en) 2013-05-13 2016-10-25 Honeywell International Inc. Impingement-cooled turbine rotor
EP3105439B1 (en) * 2014-02-04 2019-12-11 United Technologies Corporation Clearance control system with brackets
FR3041037B1 (fr) * 2015-09-15 2018-08-17 Safran Aircraft Engines Dispositif de ventilation d'un carter de turbine d'une turbomachine
US20170114667A1 (en) * 2015-10-23 2017-04-27 General Electric Company Active clearance control with integral double wall heat shielding
US10498280B1 (en) 2016-08-25 2019-12-03 Apple Inc. Electric motor with shielded phase windings
US10480322B2 (en) * 2018-01-12 2019-11-19 General Electric Company Turbine engine with annular cavity
US10941706B2 (en) 2018-02-13 2021-03-09 General Electric Company Closed cycle heat engine for a gas turbine engine
US11143104B2 (en) 2018-02-20 2021-10-12 General Electric Company Thermal management system
US11015534B2 (en) 2018-11-28 2021-05-25 General Electric Company Thermal management system
US11268404B2 (en) * 2020-05-22 2022-03-08 Raytheon Technologies Corporation Thermal insulation features for gas turbine engines
EP3995672A1 (en) * 2020-11-10 2022-05-11 General Electric Company Systems and methods for controlling temperature in a supporting foundation used with a gas turbine engine
US11713715B2 (en) 2021-06-30 2023-08-01 Unison Industries, Llc Additive heat exchanger and method of forming

Family Cites Families (22)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4069662A (en) * 1975-12-05 1978-01-24 United Technologies Corporation Clearance control for gas turbine engine
US4019320A (en) * 1975-12-05 1977-04-26 United Technologies Corporation External gas turbine engine cooling for clearance control
US4127357A (en) * 1977-06-24 1978-11-28 General Electric Company Variable shroud for a turbomachine
US4230436A (en) * 1978-07-17 1980-10-28 General Electric Company Rotor/shroud clearance control system
US4268221A (en) * 1979-03-28 1981-05-19 United Technologies Corporation Compressor structure adapted for active clearance control
US4332133A (en) * 1979-11-14 1982-06-01 United Technologies Corporation Compressor bleed system for cooling and clearance control
US4337016A (en) * 1979-12-13 1982-06-29 United Technologies Corporation Dual wall seal means
GB2062117B (en) * 1980-10-20 1983-05-05 Gen Electric Clearance control for turbine blades
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
FR2534982A1 (fr) * 1982-10-22 1984-04-27 Snecma Dispositif de controle des jeux d'un compresseur haute pression
FR2540560B1 (fr) * 1983-02-03 1987-06-12 Snecma Dispositif d'etancheite d'aubages mobiles de turbomachine
US4643638A (en) * 1983-12-21 1987-02-17 United Technologies Corporation Stator structure for supporting an outer air seal in a gas turbine engine
US4553901A (en) * 1983-12-21 1985-11-19 United Technologies Corporation Stator structure for a gas turbine engine
FR2574473B1 (fr) * 1984-11-22 1987-03-20 Snecma Anneau de turbine pour une turbomachine a gaz
US4642024A (en) * 1984-12-05 1987-02-10 United Technologies Corporation Coolable stator assembly for a rotary machine
US4688988A (en) * 1984-12-17 1987-08-25 United Technologies Corporation Coolable stator assembly for a gas turbine engine
GB2169962B (en) * 1985-01-22 1988-07-13 Rolls Royce Blade tip clearance control
DE3509193A1 (de) * 1985-03-14 1986-09-25 MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München Stroemungsmaschine mit innengehaeuse
DE8507551U1 (de) * 1985-03-14 1990-10-11 MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München Strömungsmaschine mit Mitteln zur Kontrolle des Radialspaltes
US4752184A (en) * 1986-05-12 1988-06-21 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Self-locking outer air seal with full backside cooling
DE3909369A1 (de) * 1988-03-31 1989-10-26 Gen Electric Gasturbinen-spaltsteuerung

Also Published As

Publication number Publication date
GB2220711B (en) 1992-10-21
US4826397A (en) 1989-05-02
JPH0249903A (ja) 1990-02-20
FR2633666B1 (fr) 1994-06-17
GB2220711A (en) 1990-01-17
GB8913055D0 (en) 1989-07-26
FR2633666A1 (fr) 1990-01-05

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