JPH0261603B2 - - Google Patents
Info
- Publication number
- JPH0261603B2 JPH0261603B2 JP58014698A JP1469883A JPH0261603B2 JP H0261603 B2 JPH0261603 B2 JP H0261603B2 JP 58014698 A JP58014698 A JP 58014698A JP 1469883 A JP1469883 A JP 1469883A JP H0261603 B2 JPH0261603 B2 JP H0261603B2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- casing
- wall
- turbomachine
- sector
- insulating material
- 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.)
- Expired - Lifetime
Links
- 239000012212 insulator Substances 0.000 claims description 12
- 239000011810 insulating material Substances 0.000 claims description 11
- MCMNRKCIXSYSNV-UHFFFAOYSA-N Zirconium dioxide Chemical compound O=[Zr]=O MCMNRKCIXSYSNV-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 4
- 239000011491 glass wool Substances 0.000 claims description 4
- 239000012720 thermal barrier coating Substances 0.000 claims description 4
- 239000000919 ceramic Substances 0.000 claims description 3
- 239000000843 powder Substances 0.000 claims description 3
- NJPPVKZQTLUDBO-UHFFFAOYSA-N novaluron Chemical compound C1=C(Cl)C(OC(F)(F)C(OC(F)(F)F)F)=CC=C1NC(=O)NC(=O)C1=C(F)C=CC=C1F NJPPVKZQTLUDBO-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims 2
- 239000012774 insulation material Substances 0.000 claims 1
- 230000001052 transient effect Effects 0.000 description 13
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 description 5
- PXHVJJICTQNCMI-UHFFFAOYSA-N Nickel Chemical compound [Ni] PXHVJJICTQNCMI-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 4
- 229910000831 Steel Inorganic materials 0.000 description 3
- 230000004044 response Effects 0.000 description 3
- 239000010959 steel Substances 0.000 description 3
- 229910000278 bentonite Inorganic materials 0.000 description 2
- 239000000440 bentonite Substances 0.000 description 2
- SVPXDRXYRYOSEX-UHFFFAOYSA-N bentoquatam Chemical compound O.O=[Si]=O.O=[Al]O[Al]=O SVPXDRXYRYOSEX-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 2
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 2
- 229910001026 inconel Inorganic materials 0.000 description 2
- 238000009413 insulation Methods 0.000 description 2
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 description 2
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 2
- 229910052759 nickel Inorganic materials 0.000 description 2
- VYZAMTAEIAYCRO-UHFFFAOYSA-N Chromium Chemical compound [Cr] VYZAMTAEIAYCRO-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 240000002853 Nelumbo nucifera Species 0.000 description 1
- 235000006508 Nelumbo nucifera Nutrition 0.000 description 1
- 235000006510 Nelumbo pentapetala Nutrition 0.000 description 1
- 229910045601 alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000000956 alloy Substances 0.000 description 1
- 229910052782 aluminium Inorganic materials 0.000 description 1
- XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N aluminium Chemical compound [Al] XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 229910052804 chromium Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000011651 chromium Substances 0.000 description 1
- 230000008602 contraction Effects 0.000 description 1
- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 1
- 230000003111 delayed effect Effects 0.000 description 1
- 230000002349 favourable effect Effects 0.000 description 1
- 230000003116 impacting effect Effects 0.000 description 1
- 229910000816 inconels 718 Inorganic materials 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
- 238000003825 pressing Methods 0.000 description 1
- 230000006903 response to temperature Effects 0.000 description 1
- 125000006850 spacer group Chemical group 0.000 description 1
- 239000007921 spray Substances 0.000 description 1
- 239000010935 stainless steel Substances 0.000 description 1
- 229910001220 stainless steel Inorganic materials 0.000 description 1
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
- F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
- F01D25/14—Casings modified therefor
- F01D25/145—Thermally insulated casings
-
- 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
- F01D11/16—Adjusting or regulating tip-clearance, i.e. distance between rotor-blade tips and stator casing by self-adjusting means
- F01D11/18—Adjusting or regulating tip-clearance, i.e. distance between rotor-blade tips and stator casing by self-adjusting means using stator or rotor components with predetermined thermal response, e.g. selective insulation, thermal inertia, differential expansion
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
- F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
- F04D29/00—Details, component parts, or accessories
- F04D29/58—Cooling; Heating; Diminishing heat transfer
- F04D29/582—Cooling; Heating; Diminishing heat transfer specially adapted for elastic fluid pumps
- F04D29/5853—Cooling; Heating; Diminishing heat transfer specially adapted for elastic fluid pumps heat insulation or conduction
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Thermal Sciences (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Separation By Low-Temperature Treatments (AREA)
- Engine Equipment That Uses Special Cycles (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】
発明の背景
本発明はガスタービンエンジンに関し、具体的
には過渡的なエンジン運転期間の際の、圧縮機の
性能を改善したエンジンに関する。
には過渡的なエンジン運転期間の際の、圧縮機の
性能を改善したエンジンに関する。
例えばガスタービンの圧縮機のような、ターボ
機械における現在の問題は、スロツトル・バース
トおよびスロツトル・チヨツプとして知られるエ
ンジンの運転期間の際の過渡的熱応答に関係して
いる。これら過渡的なエンジンの運転期間の際、
ステータ部品およびロータ部品の両方に、半径方
向の大きな移動が生ずる。これらの過渡的な移動
の際の圧縮機のステータとロータの間の干渉を防
ぐために、静翼と動翼の間にクリヤランスが設け
られる。典型的な圧縮機における、これらのクリ
ヤランスは、過渡的並びに非過渡的な運転に際し
望ましくないほぼ大きなものであり、即ち圧縮機
の効率および失速マージンに悪影響を与える。更
に詳しく言うと、典型的なガスタービン圧縮機の
ステータにおけるケーシング外側壁は、比較的肉
薄な金属であり、スロツトバースト(急進的又は
過度のスロツトル)あるいはスロツトルチヨツプ
(絞つたスロツトル)のような過渡的なエンジン
性能の際、温度変化に対して急速に応答する。
機械における現在の問題は、スロツトル・バース
トおよびスロツトル・チヨツプとして知られるエ
ンジンの運転期間の際の過渡的熱応答に関係して
いる。これら過渡的なエンジンの運転期間の際、
ステータ部品およびロータ部品の両方に、半径方
向の大きな移動が生ずる。これらの過渡的な移動
の際の圧縮機のステータとロータの間の干渉を防
ぐために、静翼と動翼の間にクリヤランスが設け
られる。典型的な圧縮機における、これらのクリ
ヤランスは、過渡的並びに非過渡的な運転に際し
望ましくないほぼ大きなものであり、即ち圧縮機
の効率および失速マージンに悪影響を与える。更
に詳しく言うと、典型的なガスタービン圧縮機の
ステータにおけるケーシング外側壁は、比較的肉
薄な金属であり、スロツトバースト(急進的又は
過度のスロツトル)あるいはスロツトルチヨツプ
(絞つたスロツトル)のような過渡的なエンジン
性能の際、温度変化に対して急速に応答する。
従つて、本発明の目的は、過渡的な運転に際し
クリヤランスを減少することにより、ガスタービ
ン性能を改善することである。
クリヤランスを減少することにより、ガスタービ
ン性能を改善することである。
本発明の別な目的は、過渡的な運転に際し極端
な加熱および冷却の影響から、圧縮機のケーシン
グの外側フープ荷重支持構造(hoop load
carrying structure)を隔離させることにより、
ガスタービンエンジンの性能を改善することであ
る。
な加熱および冷却の影響から、圧縮機のケーシン
グの外側フープ荷重支持構造(hoop load
carrying structure)を隔離させることにより、
ガスタービンエンジンの性能を改善することであ
る。
本発明のまた別な目的は、ケーシング外側壁を
横切る温度勾配を減少させるために、外側ケーシ
ングに熱的遅延をもたらすことである。
横切る温度勾配を減少させるために、外側ケーシ
ングに熱的遅延をもたらすことである。
本発明の目的は更に、エンジンの効率および圧
縮機の失速マージンを改善するため、ステータケ
ーシングとロータの間のクリヤランスを最適にす
ることである。
縮機の失速マージンを改善するため、ステータケ
ーシングとロータの間のクリヤランスを最適にす
ることである。
本発明の別の目的は、最適なクリヤランスのた
めの更に良好なステータとロータの組合わせを得
るために外側壁の熱的応答を遅らせることであ
る。
めの更に良好なステータとロータの組合わせを得
るために外側壁の熱的応答を遅らせることであ
る。
本発明の別な目的は、ロータを取囲むターボ機
械のケーシングに内側壁を取付け且つ該内側壁を
ケーシングから熱的に絶縁して、ロータと内側壁
の間の半径方向クリヤランスを調整し、ターボ機
械の運転に際し所定のクリヤランスを設けること
である。
械のケーシングに内側壁を取付け且つ該内側壁を
ケーシングから熱的に絶縁して、ロータと内側壁
の間の半径方向クリヤランスを調整し、ターボ機
械の運転に際し所定のクリヤランスを設けること
である。
本発明の別な目的は、内側壁から荷重支持外側
壁への圧力並びに温度の負荷経路を切断すること
により、ガスタービン性能を改善することであ
る。
壁への圧力並びに温度の負荷経路を切断すること
により、ガスタービン性能を改善することであ
る。
本発明の要約
本発明の1形態では、ロータを取囲むターボ機
械のケーシングが設けられる。ケーシングは構造
用外側壁を有している。ロータと内側壁間の半径
方向クリヤランス調整の為、非構造用内壁が外側
壁に取付けられ且つ外側壁から熱的に絶縁され、
ターボ機械の運転の際に所定のクリヤランスを提
供する。
械のケーシングが設けられる。ケーシングは構造
用外側壁を有している。ロータと内側壁間の半径
方向クリヤランス調整の為、非構造用内壁が外側
壁に取付けられ且つ外側壁から熱的に絶縁され、
ターボ機械の運転の際に所定のクリヤランスを提
供する。
発明の詳細な記載
第1図を参照すると、ガスタービンエンジンの
圧縮機部分10の一部分が断面として示されてい
る。圧縮機10は、軸線方向に延在する、ほぼ円
筒状のロータスプール(図示せず)よりなり、こ
のロータスプールは比較的薄いケーシング壁25
に対して半径方向内側で且つ壁から離隔して設け
られ、ガスの環状流路(図示せず)を形成してい
る。ケーシング壁25は上半分および下半分(図
示せず)を有し、これらがフランジとボルト(図
示せず)によつて結合されている。複数個の段の
動翼12,14,16が、このようなロータスプ
ールから半径方向外側に延びており、動翼はガス
流路を横切つて延在している。スプール並びに動
翼12,14,16は、ガス通路内でガス流を圧
縮する為に我動軸手段(図示せず)により回転駆
動される。
圧縮機部分10の一部分が断面として示されてい
る。圧縮機10は、軸線方向に延在する、ほぼ円
筒状のロータスプール(図示せず)よりなり、こ
のロータスプールは比較的薄いケーシング壁25
に対して半径方向内側で且つ壁から離隔して設け
られ、ガスの環状流路(図示せず)を形成してい
る。ケーシング壁25は上半分および下半分(図
示せず)を有し、これらがフランジとボルト(図
示せず)によつて結合されている。複数個の段の
動翼12,14,16が、このようなロータスプ
ールから半径方向外側に延びており、動翼はガス
流路を横切つて延在している。スプール並びに動
翼12,14,16は、ガス通路内でガス流を圧
縮する為に我動軸手段(図示せず)により回転駆
動される。
支持レール端部の保持用突出部24,26,2
8が夫々の動翼12,14,16に直接に向い合
つて配置され、この突出部は夫々のねじ付ボルト
30,32,34によつてケーシング25へ固定
されている。動翼12,14,16の先端は突出
部24,26,28から距離dだけ離隔してい
る。ケーシング25と夫々の保持用突出部24,
26,28の間に適当な離隔関係を保つため、ケ
ーシング25と突出部24,26,28の間にス
ペーサ31,33,35が介在配置される。保持
用突出部24,26,28は第4図の斜視図に、
更に詳しく示されており、また棚部42,43と
傾斜部材44,45の間に夫々形成された側部ス
ロツト40,41を明瞭に図示している。壇87
が突出部24に設けられるが、その目的は後で述
べる。1図に戻り、静翼又は翼18,20,22
は夫々取付用中子50,52,54,56,5
8,60,62を有している。取付用中子50,
52,54,56,58,60,62はスロツト
40,41,47,49,51,53,55に
夫々整合して係合し、こうして静翼18,20,
22はステータケーシング25に取付けられる。
ステータ取付用プラーツトフオーム又は中子5
2,54,56,58,60,62の直ぐ上であ
りケーシング25の内側表面には空間64,6
6,68が夫々在り、ここに絶縁体27,29,
31を挿入し得る。出口案内翼である翼22は、
静翼18,20よりも更に寸法が大きい。出口案
内翼はケーシングの後方端部に位置し、圧縮機部
分における最後の翼である。中子62に整合する
スロツト55は、ケーシングフランジ25aとフ
レームフランジ97の間に挾まれたリング95に
設けられている。リング95は、ボルトとナツト
の組合せ98によつて所定の位置でフランジ部材
25a,97に保持される。
8が夫々の動翼12,14,16に直接に向い合
つて配置され、この突出部は夫々のねじ付ボルト
30,32,34によつてケーシング25へ固定
されている。動翼12,14,16の先端は突出
部24,26,28から距離dだけ離隔してい
る。ケーシング25と夫々の保持用突出部24,
26,28の間に適当な離隔関係を保つため、ケ
ーシング25と突出部24,26,28の間にス
ペーサ31,33,35が介在配置される。保持
用突出部24,26,28は第4図の斜視図に、
更に詳しく示されており、また棚部42,43と
傾斜部材44,45の間に夫々形成された側部ス
ロツト40,41を明瞭に図示している。壇87
が突出部24に設けられるが、その目的は後で述
べる。1図に戻り、静翼又は翼18,20,22
は夫々取付用中子50,52,54,56,5
8,60,62を有している。取付用中子50,
52,54,56,58,60,62はスロツト
40,41,47,49,51,53,55に
夫々整合して係合し、こうして静翼18,20,
22はステータケーシング25に取付けられる。
ステータ取付用プラーツトフオーム又は中子5
2,54,56,58,60,62の直ぐ上であ
りケーシング25の内側表面には空間64,6
6,68が夫々在り、ここに絶縁体27,29,
31を挿入し得る。出口案内翼である翼22は、
静翼18,20よりも更に寸法が大きい。出口案
内翼はケーシングの後方端部に位置し、圧縮機部
分における最後の翼である。中子62に整合する
スロツト55は、ケーシングフランジ25aとフ
レームフランジ97の間に挾まれたリング95に
設けられている。リング95は、ボルトとナツト
の組合せ98によつて所定の位置でフランジ部材
25a,97に保持される。
圧縮機10は、1段以上より成り、各々の段は
回転する多連翼のロータと非回転の多連翼のステ
ータより成り、こうして通常軸流圧縮機は多段構
造である。各々の段に於て、空気流は、加速並び
に減速されその結果圧力が上昇する。圧力が上昇
した空気の軸方向速度を維持するために、低圧端
部から高圧端部へ向け、流れ断面積は圧縮機の
各々の段で徐々に減少している。圧縮機を横切つ
ての実質的な影響は気圧が大幅に増加するだけで
なく、温度が大幅に上昇することもある。
回転する多連翼のロータと非回転の多連翼のステ
ータより成り、こうして通常軸流圧縮機は多段構
造である。各々の段に於て、空気流は、加速並び
に減速されその結果圧力が上昇する。圧力が上昇
した空気の軸方向速度を維持するために、低圧端
部から高圧端部へ向け、流れ断面積は圧縮機の
各々の段で徐々に減少している。圧縮機を横切つ
ての実質的な影響は気圧が大幅に増加するだけで
なく、温度が大幅に上昇することもある。
本発明で利用される、実施例の支持レールの半
径方向断面図を示す第2図を参照すると、支持リ
ング又はレール70(第3図、第3A図参照)
が、保持用突出部73内の保持ボルト74の貫通
ねじ孔を介してケーシング25に取付けられて示
されている。公知のニツケルベース合金のインコ
ネル(inconel)718でつくられた、支持レール7
0は耐熱性が高く並びに熱膨脹係数も高い。別の
保持用突出部72,76がレール70に沿つて設
けられ、ケーシング25の半径方向内側表面80
と界面接続している。セクタ状レール70の端部
82,84は夫々段83,85で形成され、これ
らの段は支持レール端部の保持用突出部24,2
4aに形成された夫々の壇87,89と整合する
ようになつている。支持レール突出部24,24
aに対して、端部82,84に周方向クリヤラン
ス92,94が設けられて、セクタ状レール70
の周方向膨脹を許容していることに注意された
い。換言すれば、エンジン温度の上昇時のスロツ
トル・バーストの際、インコネル製セクタ状レー
ル70は長さが伸びることにより周方向に移動し
てクリヤランス92,94に吸収される。また、
インコネル製のレールは、保持用突出部72,7
6をケーシング壁25に押付けて位置決めするこ
とにより半径方向に保持されている。その結果、
セクタ状内側レール70によりもたらされる遅延
機能により加熱後のケーシング25の熱時定数は
遅延された。
径方向断面図を示す第2図を参照すると、支持リ
ング又はレール70(第3図、第3A図参照)
が、保持用突出部73内の保持ボルト74の貫通
ねじ孔を介してケーシング25に取付けられて示
されている。公知のニツケルベース合金のインコ
ネル(inconel)718でつくられた、支持レール7
0は耐熱性が高く並びに熱膨脹係数も高い。別の
保持用突出部72,76がレール70に沿つて設
けられ、ケーシング25の半径方向内側表面80
と界面接続している。セクタ状レール70の端部
82,84は夫々段83,85で形成され、これ
らの段は支持レール端部の保持用突出部24,2
4aに形成された夫々の壇87,89と整合する
ようになつている。支持レール突出部24,24
aに対して、端部82,84に周方向クリヤラン
ス92,94が設けられて、セクタ状レール70
の周方向膨脹を許容していることに注意された
い。換言すれば、エンジン温度の上昇時のスロツ
トル・バーストの際、インコネル製セクタ状レー
ル70は長さが伸びることにより周方向に移動し
てクリヤランス92,94に吸収される。また、
インコネル製のレールは、保持用突出部72,7
6をケーシング壁25に押付けて位置決めするこ
とにより半径方向に保持されている。その結果、
セクタ状内側レール70によりもたらされる遅延
機能により加熱後のケーシング25の熱時定数は
遅延された。
重量を最小に減少させるために、11個の軽量化
ポケツト71がセクタ状レール70の長さに沿つ
て設けられる。別の空間が軽量化ポケツト71の
上方に設けられ、ブランケツト型の様な絶縁体9
1が、ケーシング外側壁25とセクタ状レール7
0の間に置くことが出来る。この絶縁体は、支持
レールをケーシング外側壁から熱的に絶縁するの
と同様にケーシング外側壁を熱的に保持するため
に使用される。1個のセクタ状レール70につい
てのみ説明したが、実際には各々円周180゜にわた
る2つの部分をカバーするに充分なレールが利用
されていることを認識されたい。
ポケツト71がセクタ状レール70の長さに沿つ
て設けられる。別の空間が軽量化ポケツト71の
上方に設けられ、ブランケツト型の様な絶縁体9
1が、ケーシング外側壁25とセクタ状レール7
0の間に置くことが出来る。この絶縁体は、支持
レールをケーシング外側壁から熱的に絶縁するの
と同様にケーシング外側壁を熱的に保持するため
に使用される。1個のセクタ状レール70につい
てのみ説明したが、実際には各々円周180゜にわた
る2つの部分をカバーするに充分なレールが利用
されていることを認識されたい。
好ましくは、絶縁体91は、取扱い並びに設置
のためにステンレス鋼製シートホルダーに内蔵さ
れたガラスウール型の絶縁物よりなる。例えば、
バブコツク・アンド・ウイルコツクス
(Babcock&Wilcox)社から名称KAO―WOOL
で市販されるガラスウール型絶縁物を利用するこ
とができる。所望により、絶縁物は、ジヨンズー
マンビル(Johns―Manvile)社からMIN―Kと
して市販されるような粉末状のものであつてもよ
い。更に、図示のブランケツト型の絶縁体に代え
て、メツコ社(METCO)からのニツケル,クロ
ム,アルミニウム/ベントナイト(NiCrAl―
Bentonite)の様な火焔スプレー熱障壁被覆を使
用することができる。また熱的に外側ケーシング
壁を絶縁するため、イトリア―ジルコニア
(Yttria―Zirconia)のようなセラミツクをも使
用することもできる。
のためにステンレス鋼製シートホルダーに内蔵さ
れたガラスウール型の絶縁物よりなる。例えば、
バブコツク・アンド・ウイルコツクス
(Babcock&Wilcox)社から名称KAO―WOOL
で市販されるガラスウール型絶縁物を利用するこ
とができる。所望により、絶縁物は、ジヨンズー
マンビル(Johns―Manvile)社からMIN―Kと
して市販されるような粉末状のものであつてもよ
い。更に、図示のブランケツト型の絶縁体に代え
て、メツコ社(METCO)からのニツケル,クロ
ム,アルミニウム/ベントナイト(NiCrAl―
Bentonite)の様な火焔スプレー熱障壁被覆を使
用することができる。また熱的に外側ケーシング
壁を絶縁するため、イトリア―ジルコニア
(Yttria―Zirconia)のようなセラミツクをも使
用することもできる。
本発明の1形態によれば、第2図に示す鋼製の
ケーシング外側壁25は構造用壁、即ち、フープ
荷重支持であり、一方ケーシング外側壁に取付け
られたインコーネル製のケーシング内側壁70
は、非構造用壁である。鋼製の外側ケーシング2
5が比較的薄い点で、1つの壁から成るケーシン
グの使用では、特にエンジンの過渡状態(例えば
スロツトル・バーストあるいはスロツトル・チヨ
ツプを適用)の際、空気の温度変化に急速に応答
した。スロツトル・バーストの際、空気温度の上
昇に対してロータの熱応答よりも早く、ケーシン
グ25は半径方向膨脹して熱応答する。その結
果、ステータケーシングと動翼先端の間の半径方
向クリヤランス“d”は実質的に増大し、こうし
てタービンエンジンの効率が下がる。この現象は
第5図の点線カーブを参照することにより理解さ
れよう。このカーブは圧縮機の典型的な段のグラ
フであり、エンジン性能の期間にわたり、動翼先
端とステータケーシングの間の過渡的なクリヤラ
ンスの平均を示している。点線カーブのこぶはス
ロツトル・バーストの結果増大したロータクリヤ
ランスを図示している。こぶ形成の直前の点線カ
ーブの凹みは、応力に因る、ステータケーシング
に対するロータ寸法の増大によるものであり、こ
の応力は金属の弾性特性に関係している。
ケーシング外側壁25は構造用壁、即ち、フープ
荷重支持であり、一方ケーシング外側壁に取付け
られたインコーネル製のケーシング内側壁70
は、非構造用壁である。鋼製の外側ケーシング2
5が比較的薄い点で、1つの壁から成るケーシン
グの使用では、特にエンジンの過渡状態(例えば
スロツトル・バーストあるいはスロツトル・チヨ
ツプを適用)の際、空気の温度変化に急速に応答
した。スロツトル・バーストの際、空気温度の上
昇に対してロータの熱応答よりも早く、ケーシン
グ25は半径方向膨脹して熱応答する。その結
果、ステータケーシングと動翼先端の間の半径方
向クリヤランス“d”は実質的に増大し、こうし
てタービンエンジンの効率が下がる。この現象は
第5図の点線カーブを参照することにより理解さ
れよう。このカーブは圧縮機の典型的な段のグラ
フであり、エンジン性能の期間にわたり、動翼先
端とステータケーシングの間の過渡的なクリヤラ
ンスの平均を示している。点線カーブのこぶはス
ロツトル・バーストの結果増大したロータクリヤ
ランスを図示している。こぶ形成の直前の点線カ
ーブの凹みは、応力に因る、ステータケーシング
に対するロータ寸法の増大によるものであり、こ
の応力は金属の弾性特性に関係している。
スロツトル・チヨツプの際ケーシング壁25
は、従来ロータの熱収縮よりも早く熱収縮しよう
とする。また弾性特性の要因に依りこの時点でロ
ータ寸法の初期の急速減少もある。これらの状況
により、安定状態のテークオフ状態に到達した
後、クリヤランスの増大を発生させ、チヨツプ開
始点の近くで点線カーブに凹みを生じさせる。
は、従来ロータの熱収縮よりも早く熱収縮しよう
とする。また弾性特性の要因に依りこの時点でロ
ータ寸法の初期の急速減少もある。これらの状況
により、安定状態のテークオフ状態に到達した
後、クリヤランスの増大を発生させ、チヨツプ開
始点の近くで点線カーブに凹みを生じさせる。
第5図の点線(従来技術)から、エンジン運転
中、圧縮機に安定状態のグランド・アイドルに関
するクリヤランスの大きな変動があり、これはエ
ンジンの最適性能に対して好ましいものではない
ことが理解されよう。実線は、ここで説明する本
発明の1形態による圧縮機のクリヤランス変動を
図示している。過渡的な運転の際のクリヤランス
の極端な変動が大幅に除去され、改善されたエン
ジン運転がもたらされることが容易に理解され
る。更に、絶縁材料の存在により、安定状態、例
えば巡航(cruise)並びにグランド・アイドルの
際のクリヤランスを好ましく減少させる。
中、圧縮機に安定状態のグランド・アイドルに関
するクリヤランスの大きな変動があり、これはエ
ンジンの最適性能に対して好ましいものではない
ことが理解されよう。実線は、ここで説明する本
発明の1形態による圧縮機のクリヤランス変動を
図示している。過渡的な運転の際のクリヤランス
の極端な変動が大幅に除去され、改善されたエン
ジン運転がもたらされることが容易に理解され
る。更に、絶縁材料の存在により、安定状態、例
えば巡航(cruise)並びにグランド・アイドルの
際のクリヤランスを好ましく減少させる。
第6図を参照すると、本発明の別な実施例が図
示され、静翼101並びに動翼102,103に
近接した圧縮機の後方端部の近くに、異つた構成
が設けられている。圧縮機の後方端部近くの変形
は、2つのラブ・ライナ100,104および2
つの支持レール105,106を有する一体化ラ
イナー113を使用していることである。2つの
対向して位置するスロツト114,115が支持
レール105,106に設けられ、スロツトは
夫々の中子107,108と整合するようになつ
ており、静翼101を所定の位置に保持してい
る。一体化ライナー113はその中に絶縁体11
1,112を置く2つのポケツト109,110
を備えている。前述の方法により、一体化ライナ
ー113は非常構造用部材であつて、外側構造用
ケーシング壁25、即ちフープ荷重支持に取付け
られている。一体化ライナー113は絶縁体11
1,112と共に、ケーシング外側壁25を過渡
的運転の際、熱的に絶縁するように設計され、こ
うして外側ケーシングとロータと間の半径方向の
不整合を最小にする。
示され、静翼101並びに動翼102,103に
近接した圧縮機の後方端部の近くに、異つた構成
が設けられている。圧縮機の後方端部近くの変形
は、2つのラブ・ライナ100,104および2
つの支持レール105,106を有する一体化ラ
イナー113を使用していることである。2つの
対向して位置するスロツト114,115が支持
レール105,106に設けられ、スロツトは
夫々の中子107,108と整合するようになつ
ており、静翼101を所定の位置に保持してい
る。一体化ライナー113はその中に絶縁体11
1,112を置く2つのポケツト109,110
を備えている。前述の方法により、一体化ライナ
ー113は非常構造用部材であつて、外側構造用
ケーシング壁25、即ちフープ荷重支持に取付け
られている。一体化ライナー113は絶縁体11
1,112と共に、ケーシング外側壁25を過渡
的運転の際、熱的に絶縁するように設計され、こ
うして外側ケーシングとロータと間の半径方向の
不整合を最小にする。
本発明の非構造用内側壁の構成は、鋼製外側ケ
ーシング25の熱時定数を増加し、こうして半径
方向の不整合を最小にする。熱的時定数は、加熱
後のケーシング25が、加熱温度の66%に到達す
る時間である。従来技術の薄い壁のケーシングの
使用においては、時定数は小さく、即ちケーシン
グの加熱温度の66%までかなり急速に加熱され
る。この急速な加熱は、前述のケーシングの熱的
膨脹あるいは収縮に基づく、半径方向の不整合の
ような付随的な半径方向のずれの原因となる。
ーシング25の熱時定数を増加し、こうして半径
方向の不整合を最小にする。熱的時定数は、加熱
後のケーシング25が、加熱温度の66%に到達す
る時間である。従来技術の薄い壁のケーシングの
使用においては、時定数は小さく、即ちケーシン
グの加熱温度の66%までかなり急速に加熱され
る。この急速な加熱は、前述のケーシングの熱的
膨脹あるいは収縮に基づく、半径方向の不整合の
ような付随的な半径方向のずれの原因となる。
本発明において、スロツトルバーストおよびチ
ヨツプの際、セクタ状ケーシングの内側壁の周方
向端部の空間は自由に開閉する。これは、内側壁
からケーシング外側壁への、圧力並びに温度の両
方の負荷経路を切断している。これらの負荷経路
を切断することにより、ケーシングの外側壁の応
力―たわみ特性を改善し、一方、動翼の先端とケ
ーシングの内側壁の間の半径方向クリヤランスを
調整出来るようにしている。
ヨツプの際、セクタ状ケーシングの内側壁の周方
向端部の空間は自由に開閉する。これは、内側壁
からケーシング外側壁への、圧力並びに温度の両
方の負荷経路を切断している。これらの負荷経路
を切断することにより、ケーシングの外側壁の応
力―たわみ特性を改善し、一方、動翼の先端とケ
ーシングの内側壁の間の半径方向クリヤランスを
調整出来るようにしている。
本発明は圧縮機に関連して記載したが、他の形
態のターボ機械、例えば、高圧および低圧タービ
ンに適用し得る。また、所望のエンジン運転特性
を提供するため各種の形態の絶縁体が使用できる
ことを理解されたい。例えば、熱障壁被覆および
他の型式の絶縁体を使用することができる。
態のターボ機械、例えば、高圧および低圧タービ
ンに適用し得る。また、所望のエンジン運転特性
を提供するため各種の形態の絶縁体が使用できる
ことを理解されたい。例えば、熱障壁被覆および
他の型式の絶縁体を使用することができる。
図により例示した上述の装置は、本発明の好ま
しい実施例を述べたものであり、本発明の精神あ
るいは原理の範囲から逸脱することなく、多くの
選択が当業者によつて容易になし得ることを理解
されたい。
しい実施例を述べたものであり、本発明の精神あ
るいは原理の範囲から逸脱することなく、多くの
選択が当業者によつて容易になし得ることを理解
されたい。
第1図は軸線方向に沿つた圧縮機の一部の断面
図であつて、本発明の1形態の実施例を示す。第
2図は外側ケーシングに対する圧縮機の段の支持
レールの断面図で、第3図はセクタ状支持レール
の平面図で、第3A図は線3A―3Aに沿う断面図
で、第4図はセクタ状支持レールの保持用突出部
の斜視図で、第5図は本発明の1形態の圧縮機の
段の過渡的なクリヤランスを、同じ段で達成され
る過渡的なクリヤランスと比較したグラフであ
る。第6図は第1図のように示した、本発明のま
た別の実施例である。 主な符号の説明、12,14,16:動翼、1
8,20,22:静翼、22:出口案内翼、2
5:ケーシング壁、24,26,28:保持用突
出部、52,54,56,58,60,62:取
付用中子、64,66,68:空間、70:セク
タ状支持レール、71:軽量化ポケツト。
図であつて、本発明の1形態の実施例を示す。第
2図は外側ケーシングに対する圧縮機の段の支持
レールの断面図で、第3図はセクタ状支持レール
の平面図で、第3A図は線3A―3Aに沿う断面図
で、第4図はセクタ状支持レールの保持用突出部
の斜視図で、第5図は本発明の1形態の圧縮機の
段の過渡的なクリヤランスを、同じ段で達成され
る過渡的なクリヤランスと比較したグラフであ
る。第6図は第1図のように示した、本発明のま
た別の実施例である。 主な符号の説明、12,14,16:動翼、1
8,20,22:静翼、22:出口案内翼、2
5:ケーシング壁、24,26,28:保持用突
出部、52,54,56,58,60,62:取
付用中子、64,66,68:空間、70:セク
タ状支持レール、71:軽量化ポケツト。
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 1 ロータを取囲むターボ機械のケーシングに於
て、 ケーシング外側壁と、 セクタ状ケーシング内側壁と、 該内側壁を該外側壁より絶縁する手段と、 該ターボ機械の過渡的な運転の際、前記内側壁
の膨脹が最初は周方向に発生し、その後前記外側
壁と前記内側壁は略均一な挙動で半径方向に膨脹
して、前記ターボ機械のロータは該ケーシングと
共に半径方向に膨脹するように、前記ケーシング
内側壁を前記ケーシング外側壁に取外し自在に取
付ける手段とを含むターボ機械のケーシング。 2 第1の動翼、静翼プラツトフオームに取付け
られた静翼及び直流流れ関係で設けられた第2の
動翼の構造を有するターボ機械に於て、該構造を
円周方向に取囲むケーシングが、 ケーシング外側壁と、 前記第1の動翼に対し半径方向に配置された第
1のセクタ状支持レール、前記第2の動翼に対し
て半径方向に支持された第2のセクタ状支持レー
ル及び双方の該レールを前記ケーシング外側壁に
取外し自在に且つセクタ状の各レールの周方向膨
脹を許容するよう取付ける取付手段とを有し、前
記静翼プラツトフオームは前記第1及び第2のセ
クタ状支持レールによつて且つその間に支持され
るケーシング内側壁と、 前記ケーシング外側壁と前記ケーシング内側壁
と静翼プラツトフオームの間に形成された空間に
配置された熱絶縁材料とを含むターボ機械のケー
シング。 3 特許請求の範囲第2項に記載のターボ機械の
ケーシングに於て、前記熱絶縁材料がブランケツ
ト型絶縁体を含むターボ機械のケーシング。 4 特許請求の範囲第3項に記載のターボ機械の
ケーシングに於て、前記熱ブランケツト型絶縁材
料がガラスウールを含むターボ機械のケーシン
グ。 5 特許請求の範囲第2項に記載のターボ機械の
ケーシングに於て、前記熱絶縁材料が粉末よりな
るターボ機械のケーシング。 6 特許請求の範囲第2項に記載のターボ機械の
ケーシングに於て、前記熱絶縁材料が前記ケーシ
ング外側壁と前記ケーシング内側壁と静翼プラツ
トフオームの間に形成された空間を取囲む表面に
設けた熱障壁被覆を含むターボ機械のケーシン
グ。 7 特許請求の範囲第2項に記載のターボ機械の
ケーシングに於て、前記熱絶縁材料がイトリア―
ジルコニア(Yttria―Zirconia)セラミツクを含
むターボ機械のケーシング。 8 特許請求の範囲第2項に記載のターボ機械の
ケーシングに於て、前記静翼プラツトフオームが
対向して位置する中子を有し、前記第1及び第2
のセクタ状支持レールが対向して位置し且つその
中に該中子が整合して係合する中子を有して前記
動翼と静翼プラツトフオームを前記ケーシング外
側壁に対して離隔した関係で支持しているターボ
機械のケーシング。 9 特許請求の範囲第2項に記載のターボ機械の
ケーシングに於て、前記取付手段が各々周方向に
面する壇を持つ複数個の保持用突出部を有し、 前記セクタ状支持レールは各々前記保持用突出
部の壇と係合する円周方向に面する段を有し、 前記セクタ状レールと前記保持用突出部の間の
円周方向クリアランスが設けられて前記セクタ状
レールの周方向膨脹を許容しているターボ機械の
ケーシング。 10 第1の動翼、静翼プラツトフオームに取付
けられた静翼及び直流流れ関係で設けられた第2
の動翼の構造を有するターボ機械に於て、該構造
を円周方向に取囲むケーシングが、 ケーシング外側壁と、 前記第1の及び第2動翼に対し半径方向に配置
された第1及び第2のセクタ状支持レールを有
し、前記ケーシング外側壁に面する少なくとも1
つのポケツトと前記静翼プラツトフオームを保持
する取付手段とを有する一体化ケーシング内側壁
と、 双方の前記レールを前記ケーシング外側壁に取
外し自在に取付け、該レールの周方向膨脹を許容
する取付手段とを有するターボ機械のケーシン
グ。 11 特許請求の範囲第10項に記載のターボ機
械のケーシングに於て、前記静翼プラツトフオー
ムが対向して位置する中子を有し、係合手段が該
中子と整合して係合する対向して位置するスロツ
トを有するターボ機械のケーシング。 12 特許請求の範囲第10項に記載のターボ機
械のケーシングに於て、前記熱絶縁材料がブラン
ケツト型絶縁体を含むターボ機械のケーシング。 13 特許請求の範囲第12項に記載のターボ機
械のケーシングに於て、前記熱ブランケツト型絶
縁材料がガラスウールを含むターボ機械のケーシ
ング。 14 特許請求の範囲第10項に記載のターボ機
械のケーシングに於て、該熱ブランケツト式絶縁
材料が粉末よりなるターボ機械のケーシング。 15 特許請求の範囲第10項に記載のターボ機
械のケーシングに於て、前記熱絶縁材料が前記ケ
ーシング外側壁と前記ケーシング内側壁と静翼プ
ラツトフオームの間に形成された空間を取囲む表
面に設けた熱障壁被覆を含むターボ機械のケーシ
ング。 16 特許請求の範囲第10項に記載のターボ機
械のケーシングに於て、前記熱絶縁材料がイトリ
ア―ジルコニア(Yttria―Zirconia)セラミツク
を含むターボ機械のケーシング。
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US35049082A | 1982-02-19 | 1982-02-19 | |
US350490 | 1989-05-11 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JPS58152108A JPS58152108A (ja) | 1983-09-09 |
JPH0261603B2 true JPH0261603B2 (ja) | 1990-12-20 |
Family
ID=23376950
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP58014698A Granted JPS58152108A (ja) | 1982-02-19 | 1983-02-02 | タ−ボ機械のケ−シング |
Country Status (5)
Country | Link |
---|---|
JP (1) | JPS58152108A (ja) |
DE (1) | DE3305170C2 (ja) |
FR (1) | FR2522067B1 (ja) |
GB (1) | GB2115487B (ja) |
IT (1) | IT1168258B (ja) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPH0568603U (ja) * | 1992-02-26 | 1993-09-17 | 正静 平出 | 鉋 |
Families Citing this family (29)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4728255A (en) * | 1985-02-25 | 1988-03-01 | General Electric Company | Removable stiffening disk |
DE3509192A1 (de) * | 1985-03-14 | 1986-09-25 | MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München | Stroemungsmaschine mit mitteln zur kontrolle des radialspaltes |
DE3509193A1 (de) * | 1985-03-14 | 1986-09-25 | MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München | Stroemungsmaschine mit innengehaeuse |
KR950008505B1 (ko) * | 1985-11-04 | 1995-07-31 | 카롤 앤 맥키 | 윤활유 제한장치 |
US4728257A (en) * | 1986-06-18 | 1988-03-01 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Thermal stress minimized, two component, turbine shroud seal |
FR2607198B1 (fr) * | 1986-11-26 | 1990-05-04 | Snecma | Carter de compresseur adapte pour le pilotage actif de ses dilatations et son procede de fabrication |
FR2635562B1 (fr) * | 1988-08-18 | 1993-12-24 | Snecma | Anneau de stator de turbine associe a un support de liaison au carter de turbine |
GB2225587B (en) * | 1988-10-29 | 1992-07-15 | Ishikawajima Harima Heavy Ind | Interior material for fan case of turbo-fan engine |
GB8903000D0 (en) * | 1989-02-10 | 1989-03-30 | Rolls Royce Plc | A blade tip clearance control arrangement for a gas turbine engine |
CA2039756A1 (en) * | 1990-05-31 | 1991-12-01 | Larry Wayne Plemmons | Stator having selectively applied thermal conductivity coating |
US5165848A (en) * | 1991-07-09 | 1992-11-24 | General Electric Company | Vane liner with axially positioned heat shields |
US5195868A (en) * | 1991-07-09 | 1993-03-23 | General Electric Company | Heat shield for a compressor/stator structure |
FR2683851A1 (fr) * | 1991-11-20 | 1993-05-21 | Snecma | Turbomachine equipee de moyens facilitant le reglage des jeux du stator entree stator et rotor. |
FR2711730B1 (fr) * | 1993-10-27 | 1995-12-01 | Snecma | Turbomachine équipée de moyens de pilotage des jeux entre rotor et stator. |
DE4442157A1 (de) * | 1994-11-26 | 1996-05-30 | Abb Management Ag | Verfahren und Vorrichtung zur Beeinflussung des Radialspieles der Beschaufelung in axialdurchströmten Verdichtern |
GB9820226D0 (en) | 1998-09-18 | 1998-11-11 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine casing |
GB0107973D0 (en) | 2001-03-30 | 2001-05-23 | Rolls Royce Plc | A gas turbine engine blade containment assembly |
FR2829176B1 (fr) | 2001-08-30 | 2005-06-24 | Snecma Moteurs | Carter de stator de turbomachine |
FR2852053B1 (fr) * | 2003-03-06 | 2007-12-28 | Snecma Moteurs | Turbine haute pression pour turbomachine |
GB2415017A (en) * | 2004-06-08 | 2005-12-14 | Rolls Royce Plc | Heat shield for attachment to a casing of a gas turbine engine |
FR2882573B1 (fr) * | 2005-02-25 | 2007-04-13 | Snecma Moteurs Sa | Carter interne de turbomachine equipe d'un bouclier thermique |
FR2923529B1 (fr) | 2007-11-09 | 2014-05-16 | Snecma | Raccordement de bras radiaux a une virole circulaire par imbrication de pieces rapportees |
US8784061B2 (en) * | 2011-01-31 | 2014-07-22 | General Electric Company | Methods and systems for controlling thermal differential in turbine systems |
US8647055B2 (en) * | 2011-04-18 | 2014-02-11 | General Electric Company | Ceramic matrix composite shroud attachment system |
GB2501918B (en) | 2012-05-11 | 2014-06-18 | Rolls Royce Plc | Casing |
DE102012213622A1 (de) * | 2012-08-02 | 2014-02-06 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbomaschine |
ITFI20130118A1 (it) * | 2013-05-21 | 2014-11-22 | Nuovo Pignone Srl | "compressor with a thermal shield and methods of operation" |
DE102013213834A1 (de) | 2013-07-15 | 2015-02-19 | MTU Aero Engines AG | Verfahren zum Herstellen eines Isolationselements und Isolationselement für ein Gehäuse eines Flugtriebwerks |
FR3086691B1 (fr) | 2018-09-28 | 2020-12-11 | Safran Aircraft Engines | Ensemble annulaire pour turbomachine |
Family Cites Families (8)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2858104A (en) * | 1954-02-04 | 1958-10-28 | A V Roe Canada Ltd | Adjustable gas turbine shroud ring segments |
CH397360A (de) * | 1961-11-28 | 1965-08-15 | Licentia Gmbh | Rotordichtung mit radial beweglichen Dichtringsegmenten, insbesondere bei Turbomaschinen |
US3425665A (en) * | 1966-02-24 | 1969-02-04 | Curtiss Wright Corp | Gas turbine rotor blade shroud |
GB1501916A (en) * | 1975-06-20 | 1978-02-22 | Rolls Royce | Matching thermal expansions of components of turbo-machines |
US4087199A (en) * | 1976-11-22 | 1978-05-02 | General Electric Company | Ceramic turbine shroud assembly |
US4131388A (en) * | 1977-05-26 | 1978-12-26 | United Technologies Corporation | Outer air seal |
US4247248A (en) * | 1978-12-20 | 1981-01-27 | United Technologies Corporation | Outer air seal support structure for gas turbine engine |
US4398866A (en) * | 1981-06-24 | 1983-08-16 | Avco Corporation | Composite ceramic/metal cylinder for gas turbine engine |
-
1983
- 1983-01-06 GB GB08300210A patent/GB2115487B/en not_active Expired
- 1983-02-02 JP JP58014698A patent/JPS58152108A/ja active Granted
- 1983-02-15 IT IT19599/83A patent/IT1168258B/it active
- 1983-02-15 DE DE3305170A patent/DE3305170C2/de not_active Expired - Lifetime
- 1983-02-17 FR FR838302568A patent/FR2522067B1/fr not_active Expired
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPH0568603U (ja) * | 1992-02-26 | 1993-09-17 | 正静 平出 | 鉋 |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
IT1168258B (it) | 1987-05-20 |
DE3305170A1 (de) | 1983-08-25 |
GB8300210D0 (en) | 1983-02-09 |
IT8319599A1 (it) | 1984-08-15 |
FR2522067B1 (fr) | 1989-01-27 |
GB2115487A (en) | 1983-09-07 |
IT8319599A0 (it) | 1983-02-15 |
DE3305170C2 (de) | 1994-07-21 |
GB2115487B (en) | 1986-02-05 |
JPS58152108A (ja) | 1983-09-09 |
FR2522067A1 (fr) | 1983-08-26 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JPH0261603B2 (ja) | ||
US4522559A (en) | Compressor casing | |
US3583824A (en) | Temperature controlled shroud and shroud support | |
US5562408A (en) | Isolated turbine shroud | |
JP3819424B2 (ja) | コンプレッサ静翼アッセンブリ | |
JP3965607B2 (ja) | ロータ組立体用シュラウド | |
US5593276A (en) | Turbine shroud hanger | |
JP3764169B2 (ja) | エアフォイルの軸方向のクリアランスを制御するために断熱被膜を施したガスタービンエンジンケーシング | |
US3126149A (en) | Foamed aluminum honeycomb motor | |
US4117669A (en) | Apparatus and method for reducing thermal stress in a turbine rotor | |
EP0381895B1 (en) | A blade tip clearance control arrangement for a gas turbine engine | |
EP1475516A1 (en) | High pressure turbine elastic clearance control system and method | |
EP2539546B1 (en) | Turbine shroud support thermal shield | |
GB2047354A (en) | Gas turbine engines | |
US8172522B2 (en) | Method and system for supporting stator components | |
EP3044425A1 (en) | Blade outer air seal having angled retention hook | |
US3514112A (en) | Reduced clearance seal construction | |
EP3093448B1 (en) | Thermally isolated turbine shroud assembly | |
WO2006046969A9 (en) | Turbine case reinforcement in a gas turbine jet engine | |
JP5379532B2 (ja) | ステータ構成要素を支持するシステムおよび方法 | |
EP2935837B1 (en) | Segmented seal for a gas turbine engine | |
US5154575A (en) | Thermal blade tip clearance control for gas turbine engines | |
US10822964B2 (en) | Blade outer air seal with non-linear response | |
US8052381B2 (en) | Turbomachine module provided with a device to improve radial clearances | |
GB2244524A (en) | Clearance control in gas turbine engines |