JPH0739806B2 - タ−ビンロ−タ翼の先端間隙を制御するシユラウド装置 - Google Patents

タ−ビンロ−タ翼の先端間隙を制御するシユラウド装置

Info

Publication number
JPH0739806B2
JPH0739806B2 JP62001987A JP198787A JPH0739806B2 JP H0739806 B2 JPH0739806 B2 JP H0739806B2 JP 62001987 A JP62001987 A JP 62001987A JP 198787 A JP198787 A JP 198787A JP H0739806 B2 JPH0739806 B2 JP H0739806B2
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
shroud
casing
shroud ring
turbine
bottom wall
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
Application number
JP62001987A
Other languages
English (en)
Other versions
JPS62195402A (ja
Inventor
リチャード・マロリイ・デビス
ジェームズ・エドガー・サイデンスティック
Original Assignee
ゼネラル・エレクトリツク・カンパニイ
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 ゼネラル・エレクトリツク・カンパニイ filed Critical ゼネラル・エレクトリツク・カンパニイ
Publication of JPS62195402A publication Critical patent/JPS62195402A/ja
Publication of JPH0739806B2 publication Critical patent/JPH0739806B2/ja
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
    • F01D11/16—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
    • 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

Landscapes

  • 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】 発明の分野 本発明は高温ガスタービン機械に関し、特に、このよう
な機械のタービン羽根車と関連する改良シュラウド装置
に関する。
発明の背景 高温ガスタービン機械は、ジェット推進エンジン、例え
ば、航空機ガスタービンや発電設備として広く利用され
てきた。高温ガスタービンは高温ガス源として燃焼室内
の適当な空気／燃料混合物の燃焼を利用する。次いで、
この高温ガスは、燃焼室から、タービン羽根車ディスク
の外周に円形列に装着された翼形タービン動翼またはバ
ケットを通過するように導かれる。これらの動翼または
バケットは翼間を通る高温ガスからエネルギーを抽出
し、そのエネルギーの一部をタービン羽根車の回転運動
に変える。外周に動翼またはバケットの列を備えるター
ビンディスクを持つタービン羽根車は、通常エンジンケ
ーシングまたはハウジング内に同心的に装着され、そし
て高温ガスは燃焼室から、タービンディスクの外周に取
り付けた周方向の動翼またはバケット列に近接して通常
配設された適当な環状室または環状ダクトによって導か
れてタービン動翼間を通る。環状ダクトは大部分の燃焼
ガスを、タービンディスクの翼列によって画成される環
状域に向けるので、ほとんどの高温ガスはディスク翼列
の翼間を流れる。エネルギー抽出のために重要なこと
は、高温ガスがタービン動翼間を通りそしてタービンデ
ィスク面に対しては向かわないことである。このため
に、円形のシュラウドリング部材がタービン機械ケーシ
ング内でタービン羽根車の周囲に同心的に装着される。
シュラウドリング部材は、タービンディスクの動翼また
はバケットの先端に近接して適合する弧状表面をもつ短
い円筒形部材またはリム部材と言えるものである。ター
ビン羽根車の動翼の周囲または先端に近接するシュラウ
ド部材またはリム部材を用いると充分なガス封じがなさ
れるので、ほとんどの高温ガスが動翼の間を通り効率的
なエネルギー抽出に役立ち、動翼の周囲を飛び越えてし
まうことによる損失は極めてわずかである。
先行技術の説明 シュラウドリングとタービンディスクの動翼との間の間
隙空間をある範囲の運転状態にわたってさらに精確に制
御し、様々な運転温度において最小の間隙を維持しよう
とする従来の試みとして、米国特許第4,330,239号にお
ける滑りリング18のようにシュラウドリングを調整可能
にするか、または米国特許第4,147,147号に記載のよう
に偏り壁部分をもつシュラウド組立体の利用があった。
しかし、このような高温の浸食性ガス環境に於て複雑な
調整構造物を配置することは一般に望ましくなくまた不
充分であり、そして調整の種類も制限される。
ガスタービンエンジンの高効率運転に重要なことは、タ
ービン動翼の先端とそれらを囲むシュラウド部材との間
の間隙域または空間を、特にエンジンの通常の高温運転
中において最小に保つことである。
前述のように、通常金属部材であるシュラウドリング部
材は高温燃焼ガスと直接接触しそしてガス温度に従って
膨張し収縮する。シュラウドリングの温度が非常に高く
なることは高温ガスタービンの設計に幾つかの問題を引
き起こす。シュラウドリングがそれ自体とタービン動翼
の先端との間に最小の距離を保ち、動翼の間ではなく動
翼の周囲を飛び越える高温ガスを最小することが望まし
い。シュラウドとタービン動翼との間隔は最小にすべき
ではあるが、シュラウド回転中の動翼と接触してはなら
ない。なぜなら、その結果摩擦による金属の欠損が重大
な性能上の損失の原因となるからである。
幾種かの高温ガスタービンエンジンでは、シュラウドと
接触する高温ガスの温度がシュラウドリングの温度を極
めて高くするおそれがある。その結果、前記間隙空間が
かなり変化しそしてシュラウドリングが回転中のタービ
ン動翼と接触して損傷を起こしうる程度までシュラウド
リングが半径方向内向きに変形しまたは歪むことが既に
知られている。
発明の要約 本発明によれば、用いられるシュラウドリングがある所
定の逆変形特性を備える。エンジンの通常運転温度で高
温ガスタービンエンジンにおいて通常生ずる変形は、シ
ュラウドリングまたはリムの弧状断面の、タービンディ
スクの動翼に向かう半径方向内向きの弓形または湾曲で
ある。この変形はシュラウドリングとタービン動翼との
危険な接触またはシュラウドリングとタービン動翼との
間の運転時の間隙または密封空間に有害な変化をもたら
しうる。従って、所定の逆湾曲を有するシュラウドリン
グを用い、このシュラウドリングはその所定の逆湾曲の
程度まで通常の態様で変形して、なおタービン動翼の回
転間隙を保ち、有効な密封をなしうる。
実施例の説明 第１図はガスタービンエンジン10の部分的な４半分断面
図である。エンジン10には１個の燃焼室11を例示してあ
る。航空機エンジンでは通例単一の環状燃焼室を用い
る。しかし、高負荷型のエンジンでは、通常複数個の燃
焼室11を各エンジン10に用いる。一例において、14個の
このような燃焼室11がエンジン10の中心線12の周りに円
形または環状の列をなし、かつ１個以上のタービン羽根
車13,13′,13″と同心的に装着される。
各タービン羽根車13,13′,13″は、間隔を置いて配列し
た動翼15,15′,15″（図示せず）を有するロータまたは
ディスク14,14′,14″（図示せず）を含む。燃焼室11は
エンジン10の前端部に在り、そこからの燃焼ガスはまず
タービン羽根車13の動翼15の間を通り、次いでタービン
羽根車13′,13″の動翼15′,15″を経て適当な排気ダク
ト（図示せず）に達する。燃焼室からの燃焼ガスは適当
な環状ダクトまたは環状室に入り、これはその高温ガス
を、タービン羽根車13,13′,13″の動翼15,15′,15″の
列によって画成される環状域に直接導く。
第１図に示すように、１個以上のタービン羽根車13,1
3′,13″がエンジン10のハウジングまたはケーシング16
内に同心的に軸方向に間隔を置いて設けられている。燃
焼室11に隣接するタービン羽根車13は第１段タービン羽
根車またはタービンロータと呼ばれる。燃焼室11とター
ビン羽根車13,13′,13″との間には内壁18と外壁19とに
よって画成された環状室または環状通路17が設けられて
いる。環状通路17により、燃焼室11からの高温ガスが動
翼15,15′15″の列を通りまたは横切り、そして各ター
ビン羽根車13,13′,13″の動翼15,15′,15″の各列を通
りまたは横切る体積漸増高温ガス通路が画成され、その
後適当な排気路（図示せず）に至る。個々のタービン羽
根車は高温ガス流に幾らかの回転または横運動を与える
ので、適当な案内羽根またはノズル20,21,22が環状通路
17内に各タービン羽根車の直ぐ隣りに設けられ高温ガス
の向きを変えてタービン羽根車動翼との衝突の方向を最
適にする。環状室17はそれを通る膨張中の高温ガスに適
応するために寸法が後方に向かって漸増している。ター
ビンロータ13の円形列のタービン動翼15は環状室17内で
半径方向に延在し、すなわち、高温ガス流内に突出して
おり、第１段タービン動翼15は弧状の最外端23を有し、
これらの最外端はケーシング16の壁19の中のシュラウド
リング24の内面に近接している。燃焼室11から流出する
高温ガスは環状通路または環状室17によって、タービン
羽根車ディスク14,14′,14″の動翼15,15′,15″の列の
画成環状域に向けられる。できるだけ多くの高温ガス流
をタービン動翼の間に向けることが重要である。そうす
ると、高温ガスからのエネルギーの抽出はタービン羽根
車に回転エネルギーを与えるのに最適となる。環状室17
を通流する高温ガスの一部は、タービン羽根車のディス
ク表面に沿って半径方向内向きに流れることにより動翼
15間を通らなくなるおそれがある。そこで、適当な空気
シール25をロータディスク13とケーシング16の隣接表面
との間に利用する。これらのシール25は高温ガスが環状
通路17から半径方向内方にディスク14,14′,14″へ向か
うことを阻止し、その結果、環状室17内のより多くの高
温ガスがタービン動翼15を通過する。高温ガスの一部は
また、翼端23がケーシング16に近接する翼端間隙空間ま
たは間隙域26においてタービン動翼15をバイパスする。
この間隙域26は非常に重要である。翼端23とケーシング
16との間の間隙空間26を、特にエンジン運転中は最少に
保ち、高温ガスがタービン動翼をバイパスすることを阻
止しなければならない。同時に、間隙域26及び隣接エン
ジン構造体は温度が極めて高くなり、金属部品の膨張が
最大となり、そして浸食性高温ガスにさらされる。万一
ロータ組立体またはケーシングが大きく変形すると、数
千RPMで回転中のロータディスク14の動翼15がケーシン
グ16と摩擦接触するおそれがあり、その結果エンジン10
の性能が低下する。従って、様々な温度とエンジン運転
状態で最小の間隙と有効なガス密封をもたらすために、
特に第１段タービンのところでケーシング16に種々のシ
ュラウドリングを設けるのが普通である。本発明の実施
による１個のシュラウドリングを第１図にリング24とし
て示す。
再び第１図について説明すると、シュラウドリング24は
ケーシング16内でタービン羽根車13の周囲に同心的に装
着された環状バンド部材であり、その内面はタービン動
翼15の先端23に近接してそれらを覆い、狭い間隙空間26
を画成する。第１図の断面図では、リング24はケーシン
グ16における２個の相隔たる棚支持体またはリップ支持
体27,28に載置された簡単なビームとして示されてい
る。
第１図に明瞭にするため誇張して例示した構成では、種
々の運転状態に関連する極限温度ではシュラウドリング
24が第１段タービンの個所で所定の態様で歪みまたは変
形を起こす傾向があることが判明した。シュラウドリン
グの前縁、すなわち燃焼室11の方向に面した前縁から逆
に面した後縁にかけて、シュラウドリングを横切る大き
な温度差が存在し、これが前記変形に寄与する。
ここで説明のみの目的で用いる用語、シュラウドリング
「ビーム構造体」は、その支持体27,28から半径方向内
方に動翼15に向かって下方に（第１図の誇張された曲線
とは逆向きに）たわみまたは湾曲を起こす傾向がある。
このような歪みまたは変形はガス流の問題を引き起こ
す。なぜなら、この区域における空気力学的流路はなる
べく円筒形であるべきだからである。たわみまたは湾曲
の増加は、シュラウドリングと動翼15との危険な接触を
もたらすおそれもある。
上記のたわみは、環状シュラウドリング24の中心縦軸方
向に沿って前縁から後縁にわたって、かつその支持体2
7,28から半径方向内向きに動翼15の平らな周端23に向か
って滑らかな曲線を描いて現われる。
前述のようなシュラウドリングの歪みまたは変形の問題
を調整機構または複雑な温度膨張補償方法または変形を
用いることなく軽減できることを発見した。
複数個の弧状片で連続シュラウドリングを構成すると有
利であることがわかった。これらの弧状片は、エンジン
ケーシングに並設された時、連続環状シュラウドリング
を形成する。
第２図は本発明の実施例における第１図のリング24のよ
うなシュラウドリングの１個の弧状片29の断面図であ
る。明瞭にするため、弧状片29のリングの曲率半径は示
してない。第２図に示すように、リング片29は断面がＵ
形または溝形の部材からなり、この部材は底壁30と、軸
方向に逆向きの面33,34を持つ相隔たる直立壁31,32とを
有する。各々の面33,34には軸方向に入り込む溝35,36が
画成されている。溝35,36は中心線12から溝半径のとこ
ろでリングの全周にわたって周方向に延在する。これら
の溝は舌部と溝との結合手段の一部であり、ケーシング
16における舌部または支持体27,28とはまり合ってリン
グ24を図示の位置に保持する。シュラウドリング片29の
後壁または下流壁31には上方テーパ付の棚面37が延在す
る。この棚面37には、棚面が拡大環状室17の対応するテ
ーパ壁19と滑らかに係合して高温ガス流用の滑らかな空
気力学的表面を形成するようにテーパがついている。
第２図について再度説明すると、本発明の実施例によれ
ば、シュラウドリング片29は凹面をもち、この凹面は底
壁30にたわみＤを持つ逆向き湾曲または凹面と言える。
このたわみＤは、水平面から、壁32における前端と壁31
における後端との間の中央にある最大たわみ点で測った
ものである。アーチ形のこの逆向き湾曲は第１図に幾分
誇張して図示してある。第２図のたわみＤの量または程
度は従来のシュラウドリングに見られる通常のたわみと
ほぼ同じである。しかし、第２図のたわみＤの方向は従
来のリングのたわみ方向とは逆向きであり、たわみＤの
形成はリングの製造工程の一部として逆向きになされ
る。本発明に関する問題に於ける一例では、たわみＤは
約0.03インチ（0.76mm）であるとわかった。このたわみ
はシュラウドリング24の底壁30における湾曲であり、例
えば球半径を持つものと言える。しかし、他の変形湾曲
も可能であり、本発明はいかなる特定の変形形状にも限
定されない。第２図では、変形湾曲はリングの湾曲とタ
ービン羽根車の翼周とに従って横方向に一つの半径を有
する。それはまた、エンジン中心線からシュラウドリン
グまで延在しかつ前後方向の面内に存する一つの半径を
もつ。二つの半径をもつこのような湾曲は時にわん形面
または皿形面と言われる。従って、表面30が逆向きに0.
03インチ（0.76mm）だけ皿形であれば、高温での変形
後、予想される通常の0.03インチの変形によって底壁30
は中立または設計上の位置に来るはずである。
リング24のこの逆向き湾曲面または凹面により、リング
24が高温で従来のリング程度まで変形しても、リング24
とタービン動翼15との最初の設計間隙に重大な変化は無
く、タービン動翼とリングとの摩擦接触の危険は生じな
い。同時に、所望の最小運転時間隙が保たれるので、高
温での膨張変形による間隙の減少を考慮して当初の間隙
を過大にする先行技術の実施方式を用いないですむ。壁
30は動翼15をその前端から後端までアーチ状に覆う凹面
をもつものである。
以上、本発明の好適実施例を示しかつ説明したが、当業
者に明らかなように、様々な改変が本発明の範囲内で可
能である。
【図面の簡単な説明】
第１図はタービン羽根車とそれと関連する改良シュラウ
ド組立体とを例示する高温ガスタービンエンジンの部分
的な４半分断面図、第２図は本発明の所定湾曲を有する
シュラウドリングの弧状片の部分断面図である。 13,13′,13″：タービン羽根車、15,15′,15″：動翼、
16:ケーシング、24:シュラウドリング、29:弧状片、30:
底壁、31,32:直立壁、33,34:逆向き面、35,36:溝、37:
棚面。
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (56)参考文献 実開 昭57−52603（ＪＰ，Ｕ) 実開 昭57−105505（ＪＰ，Ｕ) 実開 昭54−93703（ＪＰ，Ｕ)

Claims (6)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】ケーシングと、このケーシング内に同心的
    に装着されたタービン羽根車と、高温ガスを前記タービ
    ン羽根車に供給する燃焼室とを有する高温ガスタービン
    エンジン用シュラウドリングであって、 （ａ）前記ケーシングは内部に半径方向テーパ付きの壁
    を有し、この壁に沿って前記高温ガス流が流れ、 （ｂ）前記シュラウドリングは前記ケーシング内で前記
    タービン羽根車の周りに同心的に固定され、 （ｃ）前記シュラウドリングは、底壁と、互いに逆向き
    の面をもつ１対の両側直立壁とを有する略Ｕ形または溝
    形の部材であることを示す断面をもち、 （ｄ）前記溝形部材は環状またはリング状に形成され、
    前記両側壁は前記底壁に対して半径方向外向きに直立し
    ており、 （ｅ）前記底壁は前記両側壁間に半径方向外向きに湾曲
    または弓形を有するシュラウドリング。
  2. 【請求項２】前記湾曲は前記底壁に接する水平面から測
    って約0.76mm（0.03インチ）の最大深さをもつ、特許請
    求の範囲第（１）項記載のシュラウドリング。
  3. 【請求項３】各側壁の各逆向き面が軸方向に入り込む溝
    を画成し、そして前記高温ガスタービンエンジンの前記
    ケーシングにおける舌状突起が前記溝にはまり込んで前
    記シュラウドリングを前記ケーシングに固定する特許請
    求の範囲第（１）項記載のシュラウドリング。
  4. 【請求項４】前記側壁の一方が軸方向に延在する上向き
    テーパ付き弧状棚面部材を含み、この棚面部材は高温ガ
    ス流を通過させる前記ケーシング内の前記半径方向テー
    パ壁に適合し合着する、特許請求の範囲第（１）項記載
    のシュラウドリング。
  5. 【請求項５】ガスタービン用シュラウド片であって、底
    壁と、互いに逆向き面をもつ１対の両側直立壁とを有す
    る略Ｕ形または溝形の部材を示す断面を有し、前記溝形
    部材は環状であり、前記側壁は前記底壁に対して半径方
    向外向きに直立していて、かつ前記底壁は前記側壁間に
    半径方向外向きに湾曲または弓形である、シュラウド
    片。
  6. 【請求項６】前記湾曲または弓形は球形である、特許請
    求の範囲第（５）項記載のシュラウド片。
JP62001987A 1986-01-10 1987-01-09 タ−ビンロ−タ翼の先端間隙を制御するシユラウド装置 Expired - Lifetime JPH0739806B2 (ja)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US818444 1986-01-10
US06/818,444 US4784569A (en) 1986-01-10 1986-01-10 Shroud means for turbine rotor blade tip clearance control

Publications (2)

Publication Number Publication Date
JPS62195402A JPS62195402A (ja) 1987-08-28
JPH0739806B2 true JPH0739806B2 (ja) 1995-05-01

Family

ID=25225555

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP62001987A Expired - Lifetime JPH0739806B2 (ja) 1986-01-10 1987-01-09 タ−ビンロ−タ翼の先端間隙を制御するシユラウド装置

Country Status (5)

Country Link
US (1) US4784569A (ja)
JP (1) JPH0739806B2 (ja)
AU (1) AU582935B2 (ja)
DE (1) DE3700213A1 (ja)
FR (1) FR2595759B1 (ja)

Families Citing this family (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5344284A (en) * 1993-03-29 1994-09-06 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Adjustable clearance control for rotor blade tips in a gas turbine engine
US5586859A (en) * 1995-05-31 1996-12-24 United Technologies Corporation Flow aligned plenum endwall treatment for compressor blades
US5915921A (en) * 1997-09-26 1999-06-29 Goulds Pumps, Incorporated Wearing ring for volute pump
US6120242A (en) * 1998-11-13 2000-09-19 General Electric Company Blade containing turbine shroud
DE19936761A1 (de) * 1999-08-09 2001-05-10 Abb Alstom Power Ch Ag Befestigungsvorrichtung für Hitzeschutzschilde
DE19940556B4 (de) * 1999-08-26 2012-02-02 Alstom Vorrichtung zum Kühlen von Leit- oder Laufschaufeln in einer Gasturbine
JP4698847B2 (ja) * 2001-01-19 2011-06-08 三菱重工業株式会社 ガスタービン分割環
US6502304B2 (en) * 2001-05-15 2003-01-07 General Electric Company Turbine airfoil process sequencing for optimized tip performance
ITMI20041780A1 (it) * 2004-09-17 2004-12-17 Nuovo Pignone Spa Dispositivo di protezione per uno statore di una turbina
ITMI20041781A1 (it) * 2004-09-17 2004-12-17 Nuovo Pignone Spa Dispositivo di protezione per uno statore di una turbina
US7165937B2 (en) * 2004-12-06 2007-01-23 General Electric Company Methods and apparatus for maintaining rotor assembly tip clearances
DE102006052786B4 (de) * 2006-11-09 2011-06-30 MTU Aero Engines GmbH, 80995 Turbomaschine
US20090280009A1 (en) * 2008-01-16 2009-11-12 Brock Gerald E Wind turbine with different size blades for a diffuser augmented wind turbine assembly
US20090280008A1 (en) 2008-01-16 2009-11-12 Brock Gerald E Vorticity reducing cowling for a diffuser augmented wind turbine assembly
WO2014189873A2 (en) 2013-05-21 2014-11-27 Siemens Energy, Inc. Gas turbine ring segment cooling apparatus
IT201900001173A1 (it) 2019-01-25 2020-07-25 Nuovo Pignone Tecnologie Srl Turbina con un anello avvolgente attorno a pale rotoriche e metodo per limitare la perdita di fluido di lavoro in una turbina
JP2023042786A (ja) * 2021-09-15 2023-03-28 東芝エネルギーシステムズ株式会社 タービン段落シール機構およびタービン段落シール機構の製造方法

Family Cites Families (20)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE182085C (ja) *
CH310937A (de) * 1951-04-12 1955-11-15 Gmbh J M Voith Zweistufige Kaplanturbine.
CH318278A (fr) * 1954-07-10 1956-12-31 Piguet Pierre Machine hydraulique
DE1057827B (de) * 1955-08-18 1959-05-21 Stroemungsmasch Anst Feststehender Laufradkranz fuer Gasturbinen
US3176960A (en) * 1963-04-08 1965-04-06 Dominion Eng Works Ltd Hydraulic turbines or pumps
US4009568A (en) * 1975-10-30 1977-03-01 General Motors Corporation Turbine support structure
US4008978A (en) * 1976-03-19 1977-02-22 General Motors Corporation Ceramic turbine structures
GB1573411A (en) * 1976-05-13 1980-08-20 Molins Ltd Apparatus for feeding rod like articles
US4157232A (en) * 1977-10-31 1979-06-05 General Electric Company Turbine shroud support
US4238170A (en) * 1978-06-26 1980-12-09 United Technologies Corporation Blade tip seal for an axial flow rotary machine
GB2042646B (en) * 1979-02-20 1982-09-22 Rolls Royce Rotor blade tip clearance control for gas turbine engine
GB2047354B (en) * 1979-04-26 1983-03-30 Rolls Royce Gas turbine engines
US4247247A (en) * 1979-05-29 1981-01-27 General Motors Corporation Blade tip clearance control
GB2050524B (en) * 1979-06-06 1982-10-20 Rolls Royce Turbine stator shroud assembly
US4411594A (en) * 1979-06-30 1983-10-25 Rolls-Royce Limited Support member and a component supported thereby
DE2931766C2 (de) * 1979-08-04 1982-08-05 MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München Dichtungseinrichtung für die freien Schaufelenden eines Verstell-Leitapparates einer Gasturbine
GB2103294B (en) * 1981-07-11 1984-08-30 Rolls Royce Shroud assembly for a gas turbine engine
GB2117843B (en) * 1982-04-01 1985-11-06 Rolls Royce Compressor shrouds
US4431371A (en) * 1982-06-14 1984-02-14 Rockwell International Corporation Gas turbine with blade temperature control
US4566700A (en) * 1982-08-09 1986-01-28 United Technologies Corporation Abrasive/abradable gas path seal system

Also Published As

Publication number Publication date
AU582935B2 (en) 1989-04-13
FR2595759A1 (fr) 1987-09-18
JPS62195402A (ja) 1987-08-28
AU6700186A (en) 1987-07-16
DE3700213A1 (de) 1987-07-16
FR2595759B1 (fr) 1992-11-06
US4784569A (en) 1988-11-15

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US4425079A (en) Air sealing for turbomachines
EP1229214B1 (en) Turbomachine blade-to-rotor sealing arrangement
US5161944A (en) Shroud assemblies for turbine rotors
US5071313A (en) Rotor blade shroud segment
JPH0739806B2 (ja) タ−ビンロ−タ翼の先端間隙を制御するシユラウド装置
US4184689A (en) Seal structure for an axial flow rotary machine
EP0781371B1 (en) Dynamic control of tip clearance
EP1211386B1 (en) Turbine interstage sealing ring and corresponding turbine
JP3105277B2 (ja) 軸流式のガスタービン
US20060120860A1 (en) Methods and apparatus for maintaining rotor assembly tip clearances
US4218189A (en) Sealing means for bladed rotor for a gas turbine engine
US9145788B2 (en) Retrofittable interstage angled seal
JP6074176B2 (ja) ロータ組立体及びそのためのリバーシブルタービンブレードリテーナ
US8016553B1 (en) Turbine vane with rim cavity seal
KR19980080552A (ko) 가스 터빈 스테이터 베인 조립체를 밀봉하기 위한 방법 및 장치
JPH0646003B2 (ja) ガスタ−ビンのシ−ル構造
US4747750A (en) Transition duct seal
US4306834A (en) Balance piston and seal for gas turbine engine
JPH0627483B2 (ja) 軸流型ガスタービンエンジンのステータ構造体
US4648792A (en) Stator vane support assembly
US20170175557A1 (en) Gas turbine sealing
GB2034415A (en) Turbine stator mounting
JPH0647922B2 (ja) ステータ組立体
JP5770970B2 (ja) ガスタービンエンジン用タービンノズル
US3975112A (en) Apparatus for sealing a gas turbine flow path