JPS59180008A - ガスタ−ビンのシ−ル構造 - Google Patents
ガスタ−ビンのシ−ル構造Info
- Publication number
- JPS59180008A JPS59180008A JP59035861A JP3586184A JPS59180008A JP S59180008 A JPS59180008 A JP S59180008A JP 59035861 A JP59035861 A JP 59035861A JP 3586184 A JP3586184 A JP 3586184A JP S59180008 A JPS59180008 A JP S59180008A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- seal
- sealing
- rotor
- sleeve
- disk
- 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
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
- F01D11/02—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages by non-contact sealings, e.g. of labyrinth type
- F01D11/025—Seal clearance control; Floating assembly; Adaptation means to differential thermal dilatations
-
- 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
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
- F01D5/08—Heating, heat-insulating or cooling means
- F01D5/081—Cooling fluid being directed on the side of the rotor disc or at the roots of the blades
- F01D5/084—Cooling fluid being directed on the side of the rotor disc or at the roots of the blades the fluid circulating at the periphery of a multistage rotor, e.g. of drum type
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/12—Cooling of plants
- F02C7/16—Cooling of plants characterised by cooling medium
- F02C7/18—Cooling of plants characterised by cooling medium the medium being gaseous, e.g. air
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (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に係り、更に詳細には多段ガスタ
ービンに於て先端シール及び段間シール−の間隙を制御
することに係る。
ービンに於て先端シール及び段間シール−の間隙を制御
することに係る。
シール間隙を航空機の全飛行範囲に亙り適正に維持する
ことは困難である。例えば巡航時に出力が低減される場
合の如く、エーロフオイルの熱収縮により間隙が増大さ
れ、またタービンの効率が低下される。このことは先端
シール及びインナ支持体がフローティングマウントに対
向してケースに取付けられている場合に特に顕著である
。エンジンの全ての運転条件下に於て間隙をできるだけ
小さい値に緒持し、またシール間隙が過剰であることに
起因して発生する損失を低減づるJこう間隙を適正な値
に雑持することが望ましい。
ことは困難である。例えば巡航時に出力が低減される場
合の如く、エーロフオイルの熱収縮により間隙が増大さ
れ、またタービンの効率が低下される。このことは先端
シール及びインナ支持体がフローティングマウントに対
向してケースに取付けられている場合に特に顕著である
。エンジンの全ての運転条件下に於て間隙をできるだけ
小さい値に緒持し、またシール間隙が過剰であることに
起因して発生する損失を低減づるJこう間隙を適正な値
に雑持することが望ましい。
本発明の目的は、エンジンの運転条件の変化により生じ
るベーンの長さの熱的変化によりシールの間隙が制御さ
れるよう構成されたガスタービンのシールM4yIiを
提供することである。
るベーンの長さの熱的変化によりシールの間隙が制御さ
れるよう構成されたガスタービンのシールM4yIiを
提供することである。
本発明の他の一つの目的は、シールの間隙を制御ずべく
ロータシールと共働するケースにより支持されたシール
を提供することである。
ロータシールと共働するケースにより支持されたシール
を提供することである。
本発明によれば、多段ロータの内方部分はロータ内に配
置されたスリーブ及びロータのディスク間に延在するシ
ールスリーブにより郭定された室内に収容されている。
置されたスリーブ及びロータのディスク間に延在するシ
ールスリーブにより郭定された室内に収容されている。
またロータ内に配置されたスリーブはそのスリーブの半
径方向内方に加圧されるコンバートメン(〜を郭定して
いる。該コンパートメントよりの冷却流体は、−列のス
テータベーンの内端により担持されたアウタシール而と
ロータにより担持された内方へ延在づるシールディスク
とよりなるシールを通過することにより、前記室内へ流
入づ−る。このシールの間隙はベーンの温瓜の変化にJ
、って変化するので、冷却流体の流量はタービンの運転
状態に適合するよう変化される。特にエンジンの出力が
全出力状態より巡航出力状態に低減される場合には、ベ
ーンの温度が低下しベーンが収縮づるので、シールの間
隙が減小し、これによりロータへ流れる冷却流体の流量
が減小する。かくしてロータのディスクに対する冷却効
果が低減され、これにより数列のベーンとロータ構造体
との間に配置された段間ロータシールの間隙が低減され
る。
径方向内方に加圧されるコンバートメン(〜を郭定して
いる。該コンパートメントよりの冷却流体は、−列のス
テータベーンの内端により担持されたアウタシール而と
ロータにより担持された内方へ延在づるシールディスク
とよりなるシールを通過することにより、前記室内へ流
入づ−る。このシールの間隙はベーンの温瓜の変化にJ
、って変化するので、冷却流体の流量はタービンの運転
状態に適合するよう変化される。特にエンジンの出力が
全出力状態より巡航出力状態に低減される場合には、ベ
ーンの温度が低下しベーンが収縮づるので、シールの間
隙が減小し、これによりロータへ流れる冷却流体の流量
が減小する。かくしてロータのディスクに対する冷却効
果が低減され、これにより数列のベーンとロータ構造体
との間に配置された段間ロータシールの間隙が低減され
る。
以下に添付の図を参照しつつ、本発明を実施例について
詳細に説明する。
詳細に説明する。
添付の図に於て、タービンのケース2は数列のベーン4
.6.8を支持しており、ベーン4の列は多段タービン
の入口段である。
.6.8を支持しており、ベーン4の列は多段タービン
の入口段である。
各列のベーンの間には、それぞれ環状のディスク18.
20.22により担持された数列のブレード12.14
.16が配置されており、ディスク18.20.22は
各ディスクのブレードが設けられた側とは反対の側に設
けられた互に共働するフランジ24により互に接続され
てロータを構成している。第一のロータディスク18の
上流側にはフランジ26が設けられており、該7ランジ
はロータを貫通して延在するスリーブ28の上流側端部
に固定され且これを支持しており、スリーブ28の他端
はロータコーン30に固定されている。スリーブ28は
それとロータフランジ24との間に室31を郭定してお
り、類字31にはロータを冷却する冷却流体が流れるよ
うになっている。
20.22により担持された数列のブレード12.14
.16が配置されており、ディスク18.20.22は
各ディスクのブレードが設けられた側とは反対の側に設
けられた互に共働するフランジ24により互に接続され
てロータを構成している。第一のロータディスク18の
上流側にはフランジ26が設けられており、該7ランジ
はロータを貫通して延在するスリーブ28の上流側端部
に固定され且これを支持しており、スリーブ28の他端
はロータコーン30に固定されている。スリーブ28は
それとロータフランジ24との間に室31を郭定してお
り、類字31にはロータを冷却する冷却流体が流れるよ
うになっている。
スリーブ28の半径方向内方にはコンパートメント32
が郭定されており、該コンパートメントはタービンを冷
却するために使用される冷却流体にて加圧されている。
が郭定されており、該コンパートメントはタービンを冷
却するために使用される冷却流体にて加圧されている。
フランジ24より半径方向外方にはシールスリーブ34
が配置されており、該スリーブは隣接するロータディス
ク間に延在しており、その外面にシールリブ36を担持
している。
が配置されており、該スリーブは隣接するロータディス
ク間に延在しており、その外面にシールリブ36を担持
している。
シールリブ36はステータベーン6及び8の内端により
担持されたシールスリーブ38と共働するようになって
いる。室31よりの冷却空気はフランジ24に設けられ
た孔40及びシールスリーブ=5− 3/Iに設【)られた孔7!I2を通過し、シールスリ
ーブ34により担持されたフランジ44によりロータデ
ィスクの表面上へ導かれるようになっている。
担持されたシールスリーブ38と共働するようになって
いる。室31よりの冷却空気はフランジ24に設けられ
た孔40及びシールスリーブ=5− 3/Iに設【)られた孔7!I2を通過し、シールスリ
ーブ34により担持されたフランジ44によりロータデ
ィスクの表面上へ導かれるようになっている。
入口ベーン4の列は各ベーンの内端にシールリング46
を担持しており、該シールリングはフランジ26及びこ
れと共働するスリーブ28により担持されたシール部材
48と共働するようになっている。シール部材48は断
面H形をなしており、互に軸線方向に隔置された二つの
環状ディスク50を有している。ディスク50はシール
リング46上に固定された円筒形のインナシール部材5
4と共働するシール要素52をその外周縁に担持してい
る。またシール部材48はディスク50の内周縁にシー
ルフィン56を担持しており、該シールフィンは半径方
向外方へ面するシール部材58と共働するようになって
いる。これら二つのシールディスク50の間の空間は、
一方のディスク50及び互に共働するフランジ26及び
スリーブ28のそれぞれに設けられた互にオーバラップ
する7ランジ61及び62に設けられた複数個の孔66
− 0を経て室31と連通している。
を担持しており、該シールリングはフランジ26及びこ
れと共働するスリーブ28により担持されたシール部材
48と共働するようになっている。シール部材48は断
面H形をなしており、互に軸線方向に隔置された二つの
環状ディスク50を有している。ディスク50はシール
リング46上に固定された円筒形のインナシール部材5
4と共働するシール要素52をその外周縁に担持してい
る。またシール部材48はディスク50の内周縁にシー
ルフィン56を担持しており、該シールフィンは半径方
向外方へ面するシール部材58と共働するようになって
いる。これら二つのシールディスク50の間の空間は、
一方のディスク50及び互に共働するフランジ26及び
スリーブ28のそれぞれに設けられた互にオーバラップ
する7ランジ61及び62に設けられた複数個の孔66
− 0を経て室31と連通している。
シール部材48は互に対向するシール部材54及び58
の間にfit!置されているので゛、タービンベーンが
加熱されると、シール部材58どの間の間隙が増大し、
これと同時にシール部材54に隣接する空間が減小づる
。また例えば全出力状態より巡航出力状態に出力が低減
される場合の如く、タービンの出力が低減されてベーン
の?M麿が低1・勺ると、シール部材48とシール部材
56どの間の間隙が減小し、シール部材48とシール部
材54との間の間隙が増大する。シール部材58どの間
の間隙が減小するど室31へ至る冷却流体の流量が減小
する。
の間にfit!置されているので゛、タービンベーンが
加熱されると、シール部材58どの間の間隙が増大し、
これと同時にシール部材54に隣接する空間が減小づる
。また例えば全出力状態より巡航出力状態に出力が低減
される場合の如く、タービンの出力が低減されてベーン
の?M麿が低1・勺ると、シール部材48とシール部材
56どの間の間隙が減小し、シール部材48とシール部
材54との間の間隙が増大する。シール部材58どの間
の間隙が減小するど室31へ至る冷却流体の流量が減小
する。
ディスク50の内端に於【ノるシール間の間隔は冷u1
流体をロータへ導く制御された通路としての機能を果し
、]ンパートメント32よりの冷却流体は下流側のシー
ルディスク50とシール部材58との間を経て二つのデ
ィスク間に流入し、孔(50を経τ室31内へ流入し、
これによりロータディスクの内端部の周りを流れた後孔
40及び42を通過し、ロータディスクを冷却すべくロ
ータディスクの表面上へ導かれる。
流体をロータへ導く制御された通路としての機能を果し
、]ンパートメント32よりの冷却流体は下流側のシー
ルディスク50とシール部材58との間を経て二つのデ
ィスク間に流入し、孔(50を経τ室31内へ流入し、
これによりロータディスクの内端部の周りを流れた後孔
40及び42を通過し、ロータディスクを冷却すべくロ
ータディスクの表面上へ導かれる。
従−)て本発明によれば、全出ノ〕状態より巡航出力状
態へ出力が低減される場合の如く出ノJの低減にJ:リ
タービンの高度が低下すると、シールディスクの内端に
於ける間隙が減小し、室31内へ流入する冷lJj流体
の流量が低減され、その結果タービンディスクの冷却度
合が低減される。従って上述の如ぎ場合にはタービンデ
ィスクはさほど冷却されないので、シールフィン36と
これと共働するシールスリーブ38との間に存在する間
隙は実質的に一定に、更には低減され、これによりこの
点に於りる冷却流体の漏洩が最小限に抑えられる。
態へ出力が低減される場合の如く出ノJの低減にJ:リ
タービンの高度が低下すると、シールディスクの内端に
於ける間隙が減小し、室31内へ流入する冷lJj流体
の流量が低減され、その結果タービンディスクの冷却度
合が低減される。従って上述の如ぎ場合にはタービンデ
ィスクはさほど冷却されないので、シールフィン36と
これと共働するシールスリーブ38との間に存在する間
隙は実質的に一定に、更には低減され、これによりこの
点に於りる冷却流体の漏洩が最小限に抑えられる。
タービンディスクの冷却度合が低減されると、タービン
ブレード12の先端に設(づられた先端シール63はこ
れを囲繞するケース構造体65により近接した状態に維
持され、これにより先端シールの間隙が低減され、また
これらのシールを通過する冷却空気の損失が低減される
。このことにより低出力時に於けるエンジンの効率が更
に一層改善される。
ブレード12の先端に設(づられた先端シール63はこ
れを囲繞するケース構造体65により近接した状態に維
持され、これにより先端シールの間隙が低減され、また
これらのシールを通過する冷却空気の損失が低減される
。このことにより低出力時に於けるエンジンの効率が更
に一層改善される。
−F流側のシールディスク及びシールリング46の半径
方向に延在する部分は、シールディスクの内端に於ける
間隙の如何に拘らず、少闇の冷却流体が貫流することを
許す互に整合された直径の小さい孔64及び66を有し
ていて良い。
方向に延在する部分は、シールディスクの内端に於ける
間隙の如何に拘らず、少闇の冷却流体が貫流することを
許す互に整合された直径の小さい孔64及び66を有し
ていて良い。
以上に於ては本発明を特定の実施例について詳細に説明
したが、本発明はかかる実施例に限定されるものではな
(、本発明の範囲内にて種々の実施例が可能であること
は当業者にとって明らかであろう。
したが、本発明はかかる実施例に限定されるものではな
(、本発明の範囲内にて種々の実施例が可能であること
は当業者にとって明らかであろう。
添付の図は本発明を組込まれたタービンの軸線方向部分
断面図である。 2・・・ケース、4.6.8・・・ベーン、12.14
16・・・ブレード、18.20122・・・ディスク
。 24.26・・・フランジ、28・・・スリーブ、30
・・・ロータコーン、31・・・室、32・・・コンパ
ートメント、34・・・シールスリーブ、36・・・シ
ールリブ。 38・・・シールスリーブ、40,42・・・孔、44
・・・−〇− フランジ、46・・・シールリング、48・・・シール
部材、50・・・ディスク、52・・・シール要素、5
4・・・シール部材、56・・・シールフィン、58・
・・シール部材、60・・・孔、61.62・・・フラ
ンジ、63・・・先端シール、64・・・孔、65・・
・ケース構造体、66・・・孔 特許出願人 ユナイテッド・チクノロシーズ・コーポ
レイション 代 理 人 弁 理 士 明 石
昌 毅10−
断面図である。 2・・・ケース、4.6.8・・・ベーン、12.14
16・・・ブレード、18.20122・・・ディスク
。 24.26・・・フランジ、28・・・スリーブ、30
・・・ロータコーン、31・・・室、32・・・コンパ
ートメント、34・・・シールスリーブ、36・・・シ
ールリブ。 38・・・シールスリーブ、40,42・・・孔、44
・・・−〇− フランジ、46・・・シールリング、48・・・シール
部材、50・・・ディスク、52・・・シール要素、5
4・・・シール部材、56・・・シールフィン、58・
・・シール部材、60・・・孔、61.62・・・フラ
ンジ、63・・・先端シール、64・・・孔、65・・
・ケース構造体、66・・・孔 特許出願人 ユナイテッド・チクノロシーズ・コーポ
レイション 代 理 人 弁 理 士 明 石
昌 毅10−
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 カスタービンのシール構造にして、 少な(とも二つのディスクを有するロータと、前記ディ
スク間に延在し外周縁にシール闘索を有するシールスリ
ーブと、 少なくとも一つの内方へ延在するシールディスクを有す
るシール部材を担持する端部ディスクと、前記端部ディ
スクに隣接した一列のベーン及び前記ディスクの間に配
置された少なくとも一つの他の列のベーンと、 前記−列のベーンの内端により担持され前記シールディ
スクと共働するアウタシール面を有するシールリングと
、 前記シール部材より前記ロータを貫通して延在し、前記
シール部材及びシールスリーブと共働して前記ロータの
前記ディスクの内方部分を収容する至を郭定するスリー
ブと、 を有し、前記スリーブは前記ロータを冷却する冷1il
l流体のための加圧されるコンパートメントを前記スリ
ーブの内方に郭定しており、互に共働する前記シールデ
ィスク及びアウタシール面は前記冷却流体が前記コンパ
ートメントより前記室へ流入づるだめの空隙、を与えて
いることを特徴とするシール構造。
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US06/480,519 US4541775A (en) | 1983-03-30 | 1983-03-30 | Clearance control in turbine seals |
US480519 | 1983-03-30 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JPS59180008A true JPS59180008A (ja) | 1984-10-12 |
JPH0646003B2 JPH0646003B2 (ja) | 1994-06-15 |
Family
ID=23908271
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP59035861A Expired - Lifetime JPH0646003B2 (ja) | 1983-03-30 | 1984-02-27 | ガスタ−ビンのシ−ル構造 |
Country Status (5)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US4541775A (ja) |
JP (1) | JPH0646003B2 (ja) |
DE (1) | DE3407218C2 (ja) |
FR (1) | FR2543616B1 (ja) |
GB (1) | GB2137283B (ja) |
Families Citing this family (28)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE3428892A1 (de) * | 1984-08-04 | 1986-02-13 | MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München | Schaufel- und dichtspaltoptimierungseinrichtung fuer verdichter von gasturbinentriebwerken, insbesondere gasturbinenstrahltriebwerken |
US4642024A (en) * | 1984-12-05 | 1987-02-10 | United Technologies Corporation | Coolable stator assembly for a rotary machine |
DE3546839C2 (de) * | 1985-11-19 | 1995-05-04 | Mtu Muenchen Gmbh | Gasturbinenstrahltriebwerk in Mehrwellen-Zweistrombauweise |
FR2600377B1 (fr) * | 1986-06-18 | 1988-09-02 | Snecma | Dispositif de controle des debits d'air de refroidissement d'une turbine de moteur |
US5054996A (en) * | 1990-07-27 | 1991-10-08 | General Electric Company | Thermal linear actuator for rotor air flow control in a gas turbine |
US5232339A (en) * | 1992-01-28 | 1993-08-03 | General Electric Company | Finned structural disk spacer arm |
US5271711A (en) * | 1992-05-11 | 1993-12-21 | General Electric Company | Compressor bore cooling manifold |
FR2695164B1 (fr) * | 1992-08-26 | 1994-11-04 | Snecma | Turbomachine munie d'un dispositif empêchant une circulation longitudinale de gaz autour des étages d'aubes de redressement. |
GB2307279B (en) * | 1995-11-14 | 1999-11-17 | Rolls Royce Plc | A gas turbine engine |
US5779436A (en) * | 1996-08-07 | 1998-07-14 | Solar Turbines Incorporated | Turbine blade clearance control system |
US6116852A (en) * | 1997-12-11 | 2000-09-12 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Turbine passive thermal valve for improved tip clearance control |
DE19756734A1 (de) * | 1997-12-19 | 1999-06-24 | Bmw Rolls Royce Gmbh | Passives Spalthaltungssystem einer Gasturbine |
US6227800B1 (en) * | 1998-11-24 | 2001-05-08 | General Electric Company | Bay cooled turbine casing |
US6719524B2 (en) | 2002-02-25 | 2004-04-13 | Honeywell International Inc. | Method of forming a thermally isolated gas turbine engine housing |
US6638013B2 (en) | 2002-02-25 | 2003-10-28 | Honeywell International Inc. | Thermally isolated housing in gas turbine engine |
GB2603884B (en) * | 2004-09-07 | 2023-03-15 | Rolls Royce Plc | A cooling arrangement |
US7708518B2 (en) * | 2005-06-23 | 2010-05-04 | Siemens Energy, Inc. | Turbine blade tip clearance control |
GB0722511D0 (en) | 2007-11-19 | 2007-12-27 | Rolls Royce Plc | Turbine arrangement |
FR2953251B1 (fr) * | 2009-12-01 | 2011-12-09 | Snecma | Tambour de rotor comprenant une pluralite d'orifices de ventilation pour un refroidissement par impact et moteur comprenant un tel tambour |
FR2953250B1 (fr) * | 2009-12-01 | 2016-04-01 | Snecma | Rotor de turbine d'une turbomachine son procede de fabrication et turbomachine equipee d'un tel rotor |
FR2954797B1 (fr) * | 2009-12-29 | 2016-03-18 | Snecma | Rotor de turbine basse pression a agencement de ventilation de l'arriere vers l'avant d'un disque aval de tambour, et turbomachine equipee d'un tel rotor |
EP2407641A1 (de) * | 2010-07-13 | 2012-01-18 | Siemens Aktiengesellschaft | Dichtelement zur Dichtung eines Spalts sowie Dichtungsanordnung |
RU2547541C2 (ru) * | 2010-11-29 | 2015-04-10 | Альстом Текнолоджи Лтд | Осевая газовая турбина |
US10001061B2 (en) | 2014-06-06 | 2018-06-19 | United Technologies Corporation | Cooling system for gas turbine engines |
EP3009610B1 (en) * | 2014-10-14 | 2020-11-25 | General Electric Technology GmbH | Steam turbine rotor seal arrangement |
EP3106613A1 (en) * | 2015-06-06 | 2016-12-21 | United Technologies Corporation | Cooling system for gas turbine engines |
EP3124742B1 (de) * | 2015-07-28 | 2018-11-07 | MTU Aero Engines GmbH | Gasturbine |
US11415062B2 (en) | 2020-11-18 | 2022-08-16 | Raytheon Technologies Corporation | Rotating sleeve controlling clearance of seal assembly of gas turbine engine |
Family Cites Families (26)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CA635902A (en) * | 1962-02-06 | General Electric Company | Cooling means for a multi-stage turbine | |
CA614162A (en) * | 1961-02-07 | S. Hall Russell | Variable blade system | |
US809816A (en) * | 1904-07-29 | 1906-01-09 | Gen Electric | Elastic-fluid turbine. |
US2401826A (en) * | 1941-11-21 | 1946-06-11 | Dehavilland Aircraft | Turbine |
US2552239A (en) * | 1946-10-29 | 1951-05-08 | Gen Electric | Turbine rotor cooling arrangement |
GB738656A (en) * | 1952-07-26 | 1955-10-19 | Power Jets Res & Dev Ltd | Blades for compressors, turbines and like bladed fluid flow machines |
US2787440A (en) * | 1953-05-21 | 1957-04-02 | Westinghouse Electric Corp | Turbine apparatus |
US2859934A (en) * | 1953-07-29 | 1958-11-11 | Havilland Engine Co Ltd | Gas turbines |
US2937495A (en) * | 1956-02-27 | 1960-05-24 | Power Jets Res & Dev Ltd | Gas turbine plant |
FR1207772A (fr) * | 1957-07-18 | 1960-02-18 | Rolls Royce | Perfectionnements aux machines à fluide comportant des rotors à aubes |
FR1237157A (fr) * | 1959-05-26 | 1960-07-29 | Hispano Suiza Sa | Perfectionnements apportés aux installations à compresseur pour flux gazeux devant être partiellement recyclé |
US3043560A (en) * | 1960-01-28 | 1962-07-10 | Louis E Varadi | Turbine cooling system |
GB969579A (en) * | 1962-11-09 | 1964-09-09 | Rolls Royce | Gas turbine engine |
US3224194A (en) * | 1963-06-26 | 1965-12-21 | Curtiss Wright Corp | Gas turbine engine |
US3291447A (en) * | 1965-02-15 | 1966-12-13 | Gen Electric | Steam turbine rotor cooling |
US3527053A (en) * | 1968-12-11 | 1970-09-08 | Gen Electric | Gas turbine engine with improved gas seal |
GB1248198A (en) * | 1970-02-06 | 1971-09-29 | Rolls Royce | Sealing device |
US3826084A (en) * | 1970-04-28 | 1974-07-30 | United Aircraft Corp | Turbine coolant flow system |
GB1488481A (en) * | 1973-10-05 | 1977-10-12 | Rolls Royce | Gas turbine engines |
US3989410A (en) * | 1974-11-27 | 1976-11-02 | General Electric Company | Labyrinth seal system |
US4005946A (en) * | 1975-06-20 | 1977-02-01 | United Technologies Corporation | Method and apparatus for controlling stator thermal growth |
US4184797A (en) * | 1977-10-17 | 1980-01-22 | General Electric Company | Liquid-cooled turbine rotor |
US4213738A (en) * | 1978-02-21 | 1980-07-22 | General Motors Corporation | Cooling air control valve |
US4242042A (en) * | 1978-05-16 | 1980-12-30 | United Technologies Corporation | Temperature control of engine case for clearance control |
US4217755A (en) * | 1978-12-04 | 1980-08-19 | General Motors Corporation | Cooling air control valve |
GB2081392B (en) * | 1980-08-06 | 1983-09-21 | Rolls Royce | Turbomachine seal |
-
1983
- 1983-03-30 US US06/480,519 patent/US4541775A/en not_active Expired - Lifetime
-
1984
- 1984-02-03 GB GB08402943A patent/GB2137283B/en not_active Expired
- 1984-02-21 FR FR8402565A patent/FR2543616B1/fr not_active Expired
- 1984-02-27 JP JP59035861A patent/JPH0646003B2/ja not_active Expired - Lifetime
- 1984-02-28 DE DE3407218A patent/DE3407218C2/de not_active Expired - Fee Related
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
FR2543616A1 (fr) | 1984-10-05 |
DE3407218A1 (de) | 1984-10-04 |
GB2137283B (en) | 1987-03-04 |
DE3407218C2 (de) | 1994-12-15 |
GB2137283A (en) | 1984-10-03 |
JPH0646003B2 (ja) | 1994-06-15 |
FR2543616B1 (fr) | 1986-09-12 |
GB8402943D0 (en) | 1984-03-07 |
US4541775A (en) | 1985-09-17 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JPS59180008A (ja) | ガスタ−ビンのシ−ル構造 | |
US5593277A (en) | Smart turbine shroud | |
JP3965607B2 (ja) | ロータ組立体用シュラウド | |
US4311432A (en) | Radial seal | |
US4329113A (en) | Temperature control device for gas turbines | |
US6227800B1 (en) | Bay cooled turbine casing | |
US4573865A (en) | Multiple-impingement cooled structure | |
US5531568A (en) | Turbine blade | |
US5553999A (en) | Sealable turbine shroud hanger | |
US5513955A (en) | Turbine engine rotor blade platform seal | |
US4697981A (en) | Rotor thrust balancing | |
US4882902A (en) | Turbine cooling air transferring apparatus | |
US4566851A (en) | First stage turbine vane support structure | |
US4513567A (en) | Gas turbine engine active clearance control | |
US5333993A (en) | Stator seal assembly providing improved clearance control | |
US4425079A (en) | Air sealing for turbomachines | |
US5161944A (en) | Shroud assemblies for turbine rotors | |
US3742705A (en) | Thermal response shroud for rotating body | |
EP0924387B1 (en) | Turbine shroud ring | |
US3388888A (en) | Cooled turbine nozzle for high temperature turbine | |
US4662821A (en) | Automatic control device of a labyrinth seal clearance in a turbo jet engine | |
US6089821A (en) | Gas turbine engine cooling apparatus | |
US4512712A (en) | Turbine stator assembly | |
EP0532303A1 (en) | System and method for improved engine cooling | |
US4668163A (en) | Automatic control device of a labyrinth seal clearance in a turbo-jet engine |