JPS5820904A - ガスタ−ビン動翼先端シ−ル構造 - Google Patents
ガスタ−ビン動翼先端シ−ル構造Info
- Publication number
- JPS5820904A JPS5820904A JP11772381A JP11772381A JPS5820904A JP S5820904 A JPS5820904 A JP S5820904A JP 11772381 A JP11772381 A JP 11772381A JP 11772381 A JP11772381 A JP 11772381A JP S5820904 A JPS5820904 A JP S5820904A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- pressure
- moving blade
- gas
- static pressure
- rotor blade
- 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.)
- Pending
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
- F01D11/22—Actively adjusting tip-clearance by mechanically actuating the stator or rotor components, e.g. moving shroud sections relative to the rotor
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
本発明はガスタービン動翼先端シール構造に係り、特に
、動翼先端とシール構造とのクリアランスを制御するに
好適なシール構造に関する。
、動翼先端とシール構造とのクリアランスを制御するに
好適なシール構造に関する。
ガスタービンに導入された燃焼ガスは動翼とホイー１９
に回転させる。しかし、一部の燃焼ガスは動翼とケーシ
ングの間隙を通り、動翼、ホイールを回転させるエネル
ギとならずに排気される。
に回転させる。しかし、一部の燃焼ガスは動翼とケーシ
ングの間隙を通り、動翼、ホイールを回転させるエネル
ギとならずに排気される。
ガスタービンの効率を向上させるためには、動翼とケー
シングの間を通る漏洩ガスを少なくすればよいこ゛とは
明白である。漏洩を減少させるには、動翼先端とケーシ
ング間のクリアランスを極力小さくする必要がある。し
かし、このクリアランスはケーシング、動翼、ホイール
の間で非常に複雑に変化する。すなわち、起動に伴ない
、まず、動翼が加熱され、次に、ホイールの温度が上昇
し、最後に、ケーシングが昇温される。一方、動翼およ
びホイールの回転速度は起動後直ちに定常状態に達する
。
シングの間を通る漏洩ガスを少なくすればよいこ゛とは
明白である。漏洩を減少させるには、動翼先端とケーシ
ング間のクリアランスを極力小さくする必要がある。し
かし、このクリアランスはケーシング、動翼、ホイール
の間で非常に複雑に変化する。すなわち、起動に伴ない
、まず、動翼が加熱され、次に、ホイールの温度が上昇
し、最後に、ケーシングが昇温される。一方、動翼およ
びホイールの回転速度は起動後直ちに定常状態に達する
。
したがって、動翼先端とケーシングの間のクリアランス
は、起動直後には、ホイールと一翼の遠心力による変形
、熱膨張による変形により、組立時より減少する傾向と
なる。しかし、その後ケーシングが加熱され熱変形が生
じることにより、再びクリアランスが大きくなり、定常
状態の値に達する傾向にある。しかし、クリアランスは
起動の途中で最小値をとり、定常状態で必ずしも最大値
をとるとは限らない。したがって、定常状態でのクリア
ランスｔ−Ｓる一定値以下に制御することは不可能であ
る。一方、航空用ジェットエンジンでは、定常状態に到
達し、かつ、全ての熱変形が終了した後、圧縮機より抽
出し几空気全ケーシングに導入してケーシングを収縮さ
せることにより、定常運転時のクリアランス全減少させ
ている。
は、起動直後には、ホイールと一翼の遠心力による変形
、熱膨張による変形により、組立時より減少する傾向と
なる。しかし、その後ケーシングが加熱され熱変形が生
じることにより、再びクリアランスが大きくなり、定常
状態の値に達する傾向にある。しかし、クリアランスは
起動の途中で最小値をとり、定常状態で必ずしも最大値
をとるとは限らない。したがって、定常状態でのクリア
ランスｔ−Ｓる一定値以下に制御することは不可能であ
る。一方、航空用ジェットエンジンでは、定常状態に到
達し、かつ、全ての熱変形が終了した後、圧縮機より抽
出し几空気全ケーシングに導入してケーシングを収縮さ
せることにより、定常運転時のクリアランス全減少させ
ている。
従来技術の中でケーシングを冷却して収縮させる方法を
用いない場合にはクリアランスを最小値に保持すること
は困難であり、燃焼ガスの漏洩が多くなる。−万、ケー
シングを冷却するためには、温度の異なる２種類の空気
を必要とし、又、これらを切換えるための制御装置を必
要とするため、構造が複雑となる。
用いない場合にはクリアランスを最小値に保持すること
は困難であり、燃焼ガスの漏洩が多くなる。−万、ケー
シングを冷却するためには、温度の異なる２種類の空気
を必要とし、又、これらを切換えるための制御装置を必
要とするため、構造が複雑となる。
本発明の目的は従来技術のもつ上記欠点を排除し、漏洩
ガスが極力少なくなるようなガスタービ／のシール構造
を提供するにある。
ガスが極力少なくなるようなガスタービ／のシール構造
を提供するにある。
本発明の要点は動翼入口の静圧と動翼先端とケーシング
の間の静圧を測定し、これら両静圧の差圧が予め、設定
しｔ圧力になるよｔに、シール材全動させるようにした
シール構造にある。
の間の静圧を測定し、これら両静圧の差圧が予め、設定
しｔ圧力になるよｔに、シール材全動させるようにした
シール構造にある。
第１図に本発明の実施例を示す。リングセグメント３が
ケーシング１の下側突起２に固定される。
ケーシング１の下側突起２に固定される。
リングセ・グメント３は仕切板１７、フランジ１９゜２
０、ベローズ１８でもってシール材Ｉｎぶらサケテいる
。一方、リングセグメント３の下部には溝１０，１１が
切られており、この溝の中にシール材の７ランジ１３が
入り、シール材のコード方向の位置決めを行う。溝１１
はフランジ１３が多少上下しても底に接触しない程度に
十分深くする。リングセグメント３に、溝４．５を切り
、フランジ６．７を介して、この溝に静翼８．９が固定
される。シー−材１２の下部では動翼１１１ｆ回
□転し、動翼先端にはファン１６が力ｌ工されて
いる。
０、ベローズ１８でもってシール材Ｉｎぶらサケテいる
。一方、リングセグメント３の下部には溝１０，１１が
切られており、この溝の中にシール材の７ランジ１３が
入り、シール材のコード方向の位置決めを行う。溝１１
はフランジ１３が多少上下しても底に接触しない程度に
十分深くする。リングセグメント３に、溝４．５を切り
、フランジ６．７を介して、この溝に静翼８．９が固定
される。シー−材１２の下部では動翼１１１ｆ回
□転し、動翼先端にはファン１６が力ｌ工されて
いる。
シール材の動翼入口側に静圧孔２１を、動翼先端中央部
に相対するシール材に静圧孔２２を設け、これら静圧は
管２３．２４’ｉ経て、装置外にとり出される。
に相対するシール材に静圧孔２２を設け、これら静圧は
管２３．２４’ｉ経て、装置外にとり出される。
本発明はこのように構成されるので次の動作をする。す
なわち、主流ガス２５により、動翼１４は回転させられ
るが、フィン１６とシール材１２の間が大きくおいてい
れば、漏洩ガス２６がこの間を流れる。
なわち、主流ガス２５により、動翼１４は回転させられ
るが、フィン１６とシール材１２の間が大きくおいてい
れば、漏洩ガス２６がこの間を流れる。
２つの静圧孔２１，２２’（ｉ−用いて、動翼１４人口
の主流ガスの静圧、動翼先端部の漏洩ガスの静圧を測定
し、この両静圧の差圧と動翼１４先端とシール材１２の
クリアランス量の関係を予め測定し、最小のクリアラン
ス量の時の差圧を測定する。
の主流ガスの静圧、動翼先端部の漏洩ガスの静圧を測定
し、この両静圧の差圧と動翼１４先端とシール材１２の
クリアランス量の関係を予め測定し、最小のクリアラン
ス量の時の差圧を測定する。
実機運転状態において、上記、静圧を測定し、その時の
差圧を得る。この差圧が予め設定した圧力になるように
圧縮空気２９の圧力を増減させることにより、ベローズ
１８を介して、シール材１２を上、下に移動させる。こ
の圧縮空気の圧力を変化させるためには、例えば、第３
図に示す方法がめる。
差圧を得る。この差圧が予め設定した圧力になるように
圧縮空気２９の圧力を増減させることにより、ベローズ
１８を介して、シール材１２を上、下に移動させる。こ
の圧縮空気の圧力を変化させるためには、例えば、第３
図に示す方法がめる。
設定差圧３２と測定差圧３３の差を取り、アンプ３１に
よりその偏差分をサーボコントローラ３４を介して、油
圧源３７からの油圧によりサーボ弁３５′ｆｔ制御し、
この圧力源によって、シリンダ３６を動かし、圧縮空気
の圧力を制御し、ベローズ全動かす原動力とする。又、
圧縮空気を用いずに、機械的な方法でシール材を移動さ
せることもできる。
よりその偏差分をサーボコントローラ３４を介して、油
圧源３７からの油圧によりサーボ弁３５′ｆｔ制御し、
この圧力源によって、シリンダ３６を動かし、圧縮空気
の圧力を制御し、ベローズ全動かす原動力とする。又、
圧縮空気を用いずに、機械的な方法でシール材を移動さ
せることもできる。
本発明によれば起動時より定常状態に至るまで、又、定
常状態においても、常にシール材の位置を制御すること
により、クリアランス量を最小にすることができる。そ
のため、漏洩ガス量が少なくでき、タービンの効率が向
上する。
常状態においても、常にシール材の位置を制御すること
により、クリアランス量を最小にすることができる。そ
のため、漏洩ガス量が少なくでき、タービンの効率が向
上する。
第１図は本発明の実施例の断面図、第２図は圧力制御装
置のブロック図である。
置のブロック図である。
Claims (1)
- １、ガスタービンの動翼先端シール構造において、主流
ガスの動翼上流側及び漏洩ガスの動翼先端部とでそれぞ
れのガスの静圧を測定する圧力センサと、シール材をそ
の円周方向に分割した複数個のセグメントと、各々のセ
グメントとケーシングとの間で、ケーシングの半径方向
に伸縮可能に結合した、中空体と、この中空体の内部に
圧縮機から抽気され友空気を導入する通路と、前記主流
ガスの動翼上流側の静圧およびこの静圧と前記漏洩ガス
の静圧との差圧とにより、前記中空体の内部に導びかれ
る空気の圧力を制御する圧力制御装置と、ガスタービン
の全運転範囲にわたって、前記中空体内部圧力が前記静
圧および差圧とから計算される所定の圧力となるような
制御手段金偏えたこと１に特徴とするガスタービン動翼
先端シール構造。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP11772381A JPS5820904A (ja) | 1981-07-29 | 1981-07-29 | ガスタ−ビン動翼先端シ−ル構造 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP11772381A JPS5820904A (ja) | 1981-07-29 | 1981-07-29 | ガスタ−ビン動翼先端シ−ル構造 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS5820904A true JPS5820904A (ja) | 1983-02-07 |
Family
ID=14718686
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP11772381A Pending JPS5820904A (ja) | 1981-07-29 | 1981-07-29 | ガスタ−ビン動翼先端シ−ル構造 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS5820904A (ja) |
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2640687A1 (fr) * | 1988-12-21 | 1990-06-22 | Snecma | Carter de compresseur de turbomachine a pilotage de son diametre interne |
| JPH05263662A (ja) * | 1992-01-21 | 1993-10-12 | Westinghouse Electric Corp <We> | ターボ機械及び羽根先端隙間制御装置 |
| WO2002081869A1 (de) * | 2001-04-06 | 2002-10-17 | Mtu Aero Engines Gmbh | Rotorspalt-steuermodul |
| EP1219788B1 (en) * | 2000-12-28 | 2006-02-22 | ALSTOM Technology Ltd | Arrangement of vane platforms in an axial turbine for reducing the gap losses |
| WO2008055474A1 (de) * | 2006-11-09 | 2008-05-15 | Mtu Aero Engines Gmbh | Turbomaschine |
| US9810092B2 (en) | 2014-12-19 | 2017-11-07 | Rolls-Royce Plc | Rotor arrangement for over tip leakage measurement using a multi-hole pressure probe |
| WO2020131024A1 (en) * | 2018-12-18 | 2020-06-25 | Siemens Aktiengesellschaft | Pneumatically operated clearance control seal |
-
1981
- 1981-07-29 JP JP11772381A patent/JPS5820904A/ja active Pending
Cited By (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2640687A1 (fr) * | 1988-12-21 | 1990-06-22 | Snecma | Carter de compresseur de turbomachine a pilotage de son diametre interne |
| US5017088A (en) * | 1988-12-21 | 1991-05-21 | Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation"S.N.E.C.M.A." | Gas turbine engine compressor casing with internal diameter control |
| JPH05263662A (ja) * | 1992-01-21 | 1993-10-12 | Westinghouse Electric Corp <We> | ターボ機械及び羽根先端隙間制御装置 |
| EP1219788B1 (en) * | 2000-12-28 | 2006-02-22 | ALSTOM Technology Ltd | Arrangement of vane platforms in an axial turbine for reducing the gap losses |
| WO2002081869A1 (de) * | 2001-04-06 | 2002-10-17 | Mtu Aero Engines Gmbh | Rotorspalt-steuermodul |
| WO2008055474A1 (de) * | 2006-11-09 | 2008-05-15 | Mtu Aero Engines Gmbh | Turbomaschine |
| US8608435B2 (en) | 2006-11-09 | 2013-12-17 | MTU Aero Engines AG | Turbo engine |
| US9810092B2 (en) | 2014-12-19 | 2017-11-07 | Rolls-Royce Plc | Rotor arrangement for over tip leakage measurement using a multi-hole pressure probe |
| WO2020131024A1 (en) * | 2018-12-18 | 2020-06-25 | Siemens Aktiengesellschaft | Pneumatically operated clearance control seal |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US4242042A (en) | Temperature control of engine case for clearance control | |
| US4363599A (en) | Clearance control | |
| US4343592A (en) | Static shroud for a rotor | |
| EP2546471B1 (en) | Tip clearance control for turbine blades | |
| US5593278A (en) | Gas turbine engine rotor blading sealing device | |
| US5022817A (en) | Thermostatic control of turbine cooling air | |
| US5281085A (en) | Clearance control system for separately expanding or contracting individual portions of an annular shroud | |
| US4213296A (en) | Seal clearance control system for a gas turbine | |
| US5601402A (en) | Turbo machine shroud-to-rotor blade dynamic clearance control | |
| JPH02199202A (ja) | タービン機械の隙間制御装置 | |
| US4238170A (en) | Blade tip seal for an axial flow rotary machine | |
| US4257222A (en) | Seal clearance control system for a gas turbine | |
| JPH06102988B2 (ja) | ガスタービン機関ケーシングの温度制御装置 | |
| JPH0122459B2 (ja) | ||
| JPS602500B2 (ja) | タ−ボ装置用静翼組立体 | |
| US4804310A (en) | Clearance control apparatus for a bladed fluid flow machine | |
| JPS5925847B2 (ja) | ガスタ−ビンエンジンのタ−ビン | |
| JPH0425410B2 (ja) | ||
| US9840932B2 (en) | System and method for blade tip clearance control | |
| JPS61185602A (ja) | 動翼翼端隙間制御装置 | |
| US5127795A (en) | Stator having selectively applied thermal conductivity coating | |
| JPS6248041B2 (ja) | ||
| US10329940B2 (en) | Method and system for passive clearance control in a gas turbine engine | |
| US7128522B2 (en) | Leakage control in a gas turbine engine | |
| JPS5820904A (ja) | ガスタ−ビン動翼先端シ−ル構造 |