JPS6138107A - ガスタービンパワープラント用回転シール装置 - Google Patents

ガスタービンパワープラント用回転シール装置

Info

Publication number
JPS6138107A
JPS6138107A JP16277785A JP16277785A JPS6138107A JP S6138107 A JPS6138107 A JP S6138107A JP 16277785 A JP16277785 A JP 16277785A JP 16277785 A JP16277785 A JP 16277785A JP S6138107 A JPS6138107 A JP S6138107A
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
turbine
disk
axial
sealing device
rotary sealing
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
Application number
JP16277785A
Other languages
English (en)
Other versions
JPH057544B2 (ja
Inventor
ゲーリー・ポール・ピーターズ
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
RTX Corp
Original Assignee
United Technologies Corp
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 United Technologies Corp filed Critical United Technologies Corp
Publication of JPS6138107A publication Critical patent/JPS6138107A/ja
Publication of JPH057544B2 publication Critical patent/JPH057544B2/ja
Granted 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
    • 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
    • F01D5/026—Shaft to shaft connections
    • 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
    • F01D11/001—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between stator blade and rotor
    • 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)
  • 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。

Description

【発明の詳細な説明】 技術分野 本発明は、シールに係り、更に詳細にはガスタービン−
［ンジンの第一段のタービンと第二段のタービンとの間
のインナキャビディをシールするシール装置に係る。
背娯技術 本発明は、１９７３年５月１５日付にてニス・エル・ス
ミス（Ｓ、　Ｌ、　５ｗ１ｔｈ）及びピー・イー・ポイ
ヤー（Ｐ、　Ｅ、　Ｖｏｙｅｒ）に付与され本願出願人
と同一の譲受人に譲渡された米国特許＠３゜７３３，１
４６号に開示されたレンズ形シールの改良をなすもので
ある。上述の米国特許於ては、第一段のタービンと第二
段のタービンとの間に配置され断面形状がレンズ形をな
す環状のシールが開示されている。本質的には、湾曲し
たインナプレート及びアウタプレートがタービンの隣接
りるディスク又はそのサイドプレートに当接する幅の狭
い端部を有する楕円形のボディを構成している。
これは断面で見て点状のアタッチメントを構成しており
、全体として見て周縁方向のエツジアタッチメントを構
成しており、タービンディスクにより半径方向に支持さ
れ、両方の湾曲したプレートを介して軸線・方向荷重を
伝達するようになっている。作動に於ては、これらのプ
レートはそれらが湾曲することによって応力を低減する
。曲げ荷重が高くなればなるほど、その曲げ荷重を受入
れ得るようプレートはより重いものでなければならない
。タービンディスクの間のシール又はスペーサを開示す
る他の特許としては、米国特許第３．０９４．３０９号
、同第３．８９４．３２４号、同第４．１２７．３５９
号がある。
本願発明考は、レンズ形シールのシール機能を達成し、
しかも従来のレンズ形シールによっては４１ｊられない
追加の特徴を有する軽量な構造体を得ることができるこ
とを見出した。本発明によれば、本発明のシールは実質
的に平坦な環状面を備えたリム要素（アウタリム）を外
周部に有し、凸状の環状面を備えたリム要素（インナリ
ム）を内周部に有しておりミこれらのリム要素は断面ｌ
形ビームの形状をなず垂直デ≧スクにより互いに連結さ
れている。アウタリムはエンジンの中心線に対し同心で
あり、軸線方向荷重を伝達する。かかる構成により、ア
ウタリムはタービンディスクにより及ぼされる軸輪方向
荷重に対する剛固なバックボーンを与え、また第二段の
タービンの振動をチコーニングする作用をなす。一方イ
ンナリムは隣接するタービンディスクより軸線方向へ延
在する突起に当接しく（＋３す、エンジンの中心線へ向
けて凸状をなす僅かに円錐形をなしている。このインナ
リムは半径方向荷重を伝達し、また半径方向荷重の一部
を横断部材（垂直ディスク）を経てアウタリムへ伝達す
ることにより半径方向＃ｉ重の一部を担持し、これによ
りタービンディスクに及ぼされる半径方向応力を低減す
る。インナリムにはラグが設けられており、該ラグはタ
ービンディスクに設けられたラグと共働して滑りが生じ
た場合にシール装置が回転することを阻止するようにな
っている。またインナリムに設けられたラグは第二段の
タービンのディスクと共働して、横断部材（垂直ディス
ク）を横切る圧力降下が成る所定値を越えないことを確
保するようになっている。更に本発明のシール装置は第
一段のタービンのりＶサイドプレートに近接した位置に
垂直突起部材（ハンマーヘッド）を含んでおり、該ハン
マーヘッドはタービンの回転中にリヤサイドプレートに
荷重を及ぼして該りＶサイドプレートを所定の位置に保
持するようになっている。
発明の開示 本発明の目的は、ガスタービンエンジンにその第一段の
タービンと第二段のタービンとの間のキャビティのため
の改良された回転シール装置を設けることである。本発
明の一つの特徴は、断面ｌ形ビームの形状をなす環状の
シール装置を提供することである。本発明のシール装置
のアウタリムはエンジンの中心軸線に対し実質的に同心
であり、タービンの二つのディスクの間に延在し軸線方
向荷重を伝達する平坦な上面を有している。インナリム
はタービンディスクに設番プられた突起に半径方向に当
接し、これにより半径方向荷重を担持するようになって
いる。また■形部分は半径方向荷重の一部を伝達し、こ
れによりタービンディスクに作用する半径方向の総荷重
を低減するようになっている。
本発明の他の一つの特徴は、本発明のシール装置がター
ビン組立体の構成要素を固定する作用をもなすというこ
とである。本発明の更に他の一つの特徴は、本発明のシ
ール装置のｌ形ビームの形状をなす重重ディスクの■形
部分の背後に圧力を導入し、これにより該■形の部分の
両面に作用する圧力をバランスさせる手段が設けられて
いることである。
本発明の更に他の一つの目的は、シール装置の外周部よ
り半径方向外方へ延在し第一段のタービンのりャサイド
プレートを支持づるハンマーヘッドが設けられているこ
とである。
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。
発明を実施するだめの最良の形態 本発明は、本願出願人であるユナイテッド・テクノ１］
シーズ・コーポレイションのプラット・アンド・ホイッ
トニー・エアークラフト（Ｐ　ｒａｔｔ＆　　Ｗｈｉｔ
ｎｅｙ　　Ａｉｒｃｒａｆｔ　）により製造されている
エンジンモデルＪＴ−９Ｄ及びＰＷ２０３７の如きガス
タービンパワープラントの第一段及び第二段のタービン
のためのインナキャビティシールとして特に適したもの
である。第１図及び第２図より解る如く、符号１０にて
全体的に示された第一段のタービンは、Ｃ−タディスク
１２と、該ロータディスクにより適宜に支持され周縁方
向に隔置された複数個のタービンブレード１４（そのう
ちの一つのみが図示されている）とを含んでいる。
同様に、符号１６にて全体的に示された第二段のタービ
ンは、ロータディスク１８と、該ロータディスクにより
適宜に支持され周縁方向に隔置された複数個のブレード
２０（そのうちの一つのみが図示されている）とを含ん
でいる。図には示されていないが、第一段及び第二段の
タービンは共通のシャフト（図示せず）に連結されてお
り、エンジンの作動流体媒体よりエネルギを抽出し、該
エネルギを回転数の形でエンジンのシャフトへ伝達する
作用をなづ。
符号２２にて全体的に示された１形ビームシールは、デ
ィスク１２の後面とディスク１８の前面との間に橋架す
るアウタリム２４を含んでおり、全体形状が実質的にエ
ンジンの中心線と同心になるよう構成されている。Ｏリ
ングシール２６及び２８がそれぞれ軸線方向突起３０及
び３２に当接して設【プられており、これによりブレー
ド１４及び２０の近傍に於てＯリングシールより半径方
向外側のガス流路より流体が漏洩することが最小限に抑
えられるようになっている。
以上の説明より、アウタリム２４及びＯリングシール２
６．２８はエンジンの作動流体媒体よりキャビティ３４
をシールする作用をなすことが理解されよう。ステータ
３６に近接したブレードの周りに於ける流体の漏洩はラ
ビリンスシール３８４０．４２により最小限に抑えられ
る。前述の米国特許第３．７３３：　１４６号に開示さ
れたレンズ形シールと同様、回転モード時にはナイフェ
ツジがハニカム材料にて形成された相補的なランドに当
接し、これによりレンズ形シールと同一のシール機能を
果すようになっている。ラビ１）ンスシールはよく知ら
れており、本発明の一部をな丈ものではない。
本発明によれば、リム２４のアウタエツジより半径方向
外方へハンマーヘッド４４が延在しており、該ハンマー
ヘッドはタービンロータ１４のリヤサイドプレート４６
に当接するよう僅かに偏心した形状をなしている。リム
２４はタービンディスク１２と１８との間にきつく嵌合
されており、後に説明する他の特徴に加えて、ハンマー
ヘッド４４と共働して第一段及び第二段のタービンの構
成要素の幾つかを固定している。ハンマーヘッド４４は
環状をなし所定の位置に保持されたりササイドプレート
４６１当接している。追加のシールを達成づべくハンマ
ーヘッド４４にはＯリングシール４５が使用されてよい
。ハンマーヘッドは偏心しているので、第一段のタービ
ンがフルロード状態にある場合には、回転により生じる
遠心荷重によってハンマーヘッドはエンジンの作動媒体
の流れ方向に見て軸線方向後方へ駆動され、これにより
りＸ７サイドル−ト４６に対し押付けられる。
同様に順方向突起４８が、タービンディスク１８とター
ビンブレード２０のルートとの間の間隙に比較的緩く装
着されたカバーシール５０に当接している。カバーシー
ルそれ自身はガスタービンエンジンの技術分野に於てよ
く知られているが、図示の実施例に於Ｃノるカバーシー
ルの保持構造は従来の構造とは大きく異なっている。従
来のサイドプレート及びカバーシールはリベット、溶接
等の手段により所定の位置に保持されている。本発明に
よれば、かかる固定手段を使用する必要がなく、従って
エンジンの構成要素の総数が低減される。
前述の如く、アウタリム２４はラビリンスシールのナイ
フェツジを支持する作用をなすだけでなく、第二段のタ
ービンが曙される振動場に対し該タービンをチューニン
グすべく第二段のタービンに対し軸線方向の剛性を付与
する。
インナリム５２は凸状面をなすよう僅かに円錐形をなし
ており、そのアウタエツジは半径方向拘束部５４及び５
６をなしており、これらの拘束部はそれぞれ軸線方向突
起５８及び６０の半径方向内側に位置し、組立時にはス
ナップ式に所定の位置に嵌込まれるようになっている。
平坦な環状プレート６２がアウタリム２４及びインナリ
ム５２を支持しており、その断面形状はＩ形ビームに類
似している。インナリム５２は半径方向応力の一部番軸
線方向突起５８及び６０を介してディスク１２及び１８
に伝達し、また他の一部を環状プレート６２に伝達する
ことによって半径方向の荷重を担持する作用をなす。ま
た環状プレート６２はかかる構成によりアウタリム２４
に設けられたナイフェツジの成長を低減し又は制御する
作用をなす。
また半径方向拘束部５４及び５６は、破裂の点から見れ
ばシール２２内の平均接線方向応力を制御し、低リーク
クル疲労の点から見れば局部的な接線応力を制御する作
用をなす。
タービンディスク１８に設けられた軸線方向突起６０と
拘束ｔＢ５６との間の寸法は、環状プレート６２を横切
る圧力をバランスさせるべく、主１１ビテイ３４より環
状プレート６２とタービンディスク１８との間のキャビ
ティ内へ流体が漏洩し得るよう選定される。プレート６
２と第一段のタービン１０との間のキャビティは圧力が
最も高い第一段のタービンに近接しているので、そのキ
ャビティ内の圧力はプレート６２と第二段のタービンと
の間のキャビティの圧力よりも高い。拘束部５６に近接
して設けられたａｌｌは二つのキャビティ内の圧力をバ
ランスさせるべく抽気する。好ましい訳ではないが、環
状プレート６２に孔を設けることにより、二つのキャビ
ティ内の圧力の差が更に低減されてもよい。
ディスク１２及びインナリム５２にはそれぞれ回転防止
ラグ７０及び７２が設けられており、これらのラグは作
動不良の場合にタービンディスク１２．１８及びシール
２２が相対回転することを互いに共働して阻止する。前
述の米国特許第４゜３３２．１３３号に開示されたレン
ズ形シールもこれと同様の機能を含んでいる。
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
なく、本発明の範囲内にて種々の修正並びに省略が可能
であることは当業者にとって明らかであろう。
【図面の簡単な説明】
第１図は本発明が採用されたガスタービンエンジンの第
一段及び第二段のタービンの部分断面図である。 第２図は第二段のタービンの前面を示す第１図の線２−
２に沿う部分正面図である。 １０・・・第一段のタービン、１２・・・ロータディス
ク、１４・・・タービンブレード、１６・・・第二段の
タービン、１８・・・ディスク、２０・・・ブレード、
２２・・・シール、　２４　・・・アウタリム、２６．
２８・・・０リングシール、３０．３２・・・軸線方向
突起、３４・・・キャビディ、３６・・・ステータ、３
８．４０．４２・・・ラビリンスシール、４４・・・ハ
ンマーヘッド、４５・・・Ｏリングシール、４６・・・
リヤサイドプレート。 ４８・・・順方向突起、５０・・・カバーシール、５２
・・・インナリム、５４．５６・・・半径り向拘東部、
５８．６０・・・軸線方向突起、６２・・・環状プレー
ト、７０．７２・・・ラグ 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

Claims (1)

    【特許請求の範囲】
  1. 複数個のタービンブレードを支持し第一の軸線方向突起
    を備えた第一のディスクを有する第一段のタービンと、
    複数個のタービンブレードを支持し第二の軸線方向突起
    を備えた第二のディスクを有する第二段のタービンとを
    含むガスタービンパワープラントに於て、前記第一段及
    び第二段のタービンの作動流体に対し前記第一のディス
    クと前記第二のディスクとの間のキャビティをシールす
    る回転シール装置にして、断面Ｉ形ビームの形状を有す
    る環状部材と、前記第一のディスクと前記第二のディス
    クとの間に延在し前記第一及び第二のディスクに当接し
    て前記タービンブレードにより及ぼされる軸線方向荷重
    を前記第一及び第二のディスクに伝達する平坦な形状の
    アウタリムと、前記第一のディスクと前記第二のディス
    クとの間に延在する凸形のインナリムとを含み、前記凸
    形のインナリムのアウタエッジは対応する前記第一の軸
    線方向突起及び前記第二の軸線方向突起に半径方向に当
    接し前記タービンブレードにより及ぼされる半径方向荷
    重を前記第一及び第二の軸線方向突起へ伝達するように
    なつており、これにより前記半径方向荷重の一部が前記
    第一及び第二のディスクを経て伝達され、前記半径方向
    荷重の残りの部分が前記Ｉ形ビームの形状をなす前記環
    状部材のＩ形部分を経て伝達されるよう構成された回転
    シール装置。
JP16277785A 1984-07-23 1985-07-23 ガスタービンパワープラント用回転シール装置 Granted JPS6138107A (ja)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US06/633,723 US4645424A (en) 1984-07-23 1984-07-23 Rotating seal for gas turbine engine
US633723 1990-12-24

Publications (2)

Publication Number Publication Date
JPS6138107A true JPS6138107A (ja) 1986-02-24
JPH057544B2 JPH057544B2 (ja) 1993-01-29

Family

ID=24540851

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP16277785A Granted JPS6138107A (ja) 1984-07-23 1985-07-23 ガスタービンパワープラント用回転シール装置

Country Status (4)

Country Link
US (1) US4645424A (ja)
EP (1) EP0169798B1 (ja)
JP (1) JPS6138107A (ja)
DE (2) DE3566433D1 (ja)

Families Citing this family (53)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2600377B1 (fr) * 1986-06-18 1988-09-02 Snecma Dispositif de controle des debits d'air de refroidissement d'une turbine de moteur
US4767267A (en) * 1986-12-03 1988-08-30 General Electric Company Seal assembly
US4820116A (en) * 1987-09-18 1989-04-11 United Technologies Corporation Turbine cooling for gas turbine engine
US4820119A (en) * 1988-05-23 1989-04-11 United Technologies Corporation Inner turbine seal
US4884950A (en) * 1988-09-06 1989-12-05 United Technologies Corporation Segmented interstage seal assembly
US5114159A (en) * 1991-08-05 1992-05-19 United Technologies Corporation Brush seal and damper
US5236302A (en) * 1991-10-30 1993-08-17 General Electric Company Turbine disk interstage seal system
US5215440A (en) * 1991-10-30 1993-06-01 General Electric Company Interstage thermal shield with asymmetric bore
US5226785A (en) * 1991-10-30 1993-07-13 General Electric Company Impeller system for a gas turbine engine
JP2640783B2 (ja) * 1992-02-10 1997-08-13 ユナイテッド テクノロジーズ コーポレイション 改良型の冷却用流体エジェクタ
US5217348A (en) * 1992-09-24 1993-06-08 United Technologies Corporation Turbine vane assembly with integrally cast cooling fluid nozzle
GB2272947A (en) * 1992-11-28 1994-06-01 Rolls Royce Plc Gas turbine engine interstage seal
GB2272946A (en) * 1992-11-28 1994-06-01 Rolls Royce Plc Gas turbine engine interstage seal.
US5338154A (en) * 1993-03-17 1994-08-16 General Electric Company Turbine disk interstage seal axial retaining ring
GB2280478A (en) * 1993-07-31 1995-02-01 Rolls Royce Plc Gas turbine sealing assemblies.
JPH10252412A (ja) * 1997-03-12 1998-09-22 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービンシール装置
DE69934570T2 (de) * 1999-01-06 2007-10-04 General Electric Co. Deckplatte für einen Turbinenrotor
JP3475838B2 (ja) 1999-02-23 2003-12-10 株式会社日立製作所 タービンロータ及びタービンロータのタービン動翼冷却方法
US6887039B2 (en) * 2002-07-10 2005-05-03 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Stationary blade in gas turbine and gas turbine comprising the same
US6729842B2 (en) * 2002-08-28 2004-05-04 General Electric Company Methods and apparatus to reduce seal rubbing within gas turbine engines
US7520718B2 (en) * 2005-07-18 2009-04-21 Siemens Energy, Inc. Seal and locking plate for turbine rotor assembly between turbine blade and turbine vane
EP1917420A1 (de) * 2005-08-23 2008-05-07 ALSTOM Technology Ltd Vorrichtung zur einbausicherung und fixierung eines hitzeschildelementes für eine rotoreinheit einer strömungsmaschine
US8708652B2 (en) * 2007-06-27 2014-04-29 United Technologies Corporation Cover plate for turbine rotor having enclosed pump for cooling air
FR2930592B1 (fr) * 2008-04-24 2010-04-30 Snecma Distributeur de turbine pour une turbomachine
US8696320B2 (en) * 2009-03-12 2014-04-15 General Electric Company Gas turbine having seal assembly with coverplate and seal
US20100232939A1 (en) * 2009-03-12 2010-09-16 General Electric Company Machine Seal Assembly
US20110052376A1 (en) * 2009-08-28 2011-03-03 General Electric Company Inter-stage seal ring
US8740554B2 (en) 2011-01-11 2014-06-03 United Technologies Corporation Cover plate with interstage seal for a gas turbine engine
FR2977274B1 (fr) * 2011-06-30 2013-07-12 Snecma Joint d'etancheite a labyrinthe pour turbine d'un moteur a turbine a gaz
US20130189097A1 (en) * 2012-01-20 2013-07-25 General Electric Company Turbomachine including a blade tuning system
US8864453B2 (en) 2012-01-20 2014-10-21 General Electric Company Near flow path seal for a turbomachine
US9080456B2 (en) * 2012-01-20 2015-07-14 General Electric Company Near flow path seal with axially flexible arms
US9540940B2 (en) * 2012-03-12 2017-01-10 General Electric Company Turbine interstage seal system
US20130264779A1 (en) * 2012-04-10 2013-10-10 General Electric Company Segmented interstage seal system
DE102012212235A1 (de) * 2012-07-12 2014-01-16 Siemens Aktiengesellschaft Turbinenlaufschaufel für eine Gasturbine
US10138751B2 (en) 2012-12-19 2018-11-27 United Technologies Corporation Segmented seal for a gas turbine engine
US9441639B2 (en) * 2013-05-13 2016-09-13 General Electric Company Compressor rotor heat shield
WO2015076910A2 (en) 2013-10-03 2015-05-28 United Technologies Corporation Vane seal system and seal therefor
WO2015050739A1 (en) 2013-10-03 2015-04-09 United Technologies Corporation Vane seal system having spring positively locating seal member in axial direction
US9404376B2 (en) * 2013-10-28 2016-08-02 General Electric Company Sealing component for reducing secondary airflow in a turbine system
FR3013096B1 (fr) * 2013-11-14 2016-07-29 Snecma Systeme d'etancheite a deux rangees de lechettes complementaires
RU2534672C1 (ru) * 2013-11-25 2014-12-10 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) Ротор высокотемпературной турбины
US9771802B2 (en) * 2014-02-25 2017-09-26 Siemens Energy, Inc. Thermal shields for gas turbine rotor
FR3021348B1 (fr) * 2014-05-20 2016-06-10 Snecma Rotor de turbine pour un moteur a turbine a gaz
CN106536866B (zh) 2014-07-24 2018-03-16 西门子公司 可用在燃气涡轮发动机内的定子静叶系统
US10662793B2 (en) 2014-12-01 2020-05-26 General Electric Company Turbine wheel cover-plate mounted gas turbine interstage seal
US10337345B2 (en) 2015-02-20 2019-07-02 General Electric Company Bucket mounted multi-stage turbine interstage seal and method of assembly
US12037926B2 (en) * 2016-02-05 2024-07-16 Siemens Energy Global GmbH & Co. KG Rotor comprising a rotor component arranged between two rotor discs
US10415410B2 (en) 2016-10-06 2019-09-17 United Technologies Corporation Axial-radial cooling slots on inner air seal
US11098604B2 (en) 2016-10-06 2021-08-24 Raytheon Technologies Corporation Radial-axial cooling slots
EP3788236B1 (de) * 2018-08-02 2023-06-21 Siemens Energy Global GmbH & Co. KG Rotor mit zwischen zwei rotorscheiben angeordnetem rotorbauteil
FR3108358B1 (fr) * 2020-03-19 2024-03-22 Safran Aircraft Engines Ensemble rotatif pour turbomachine comprenant une pièce annulaire de serrage.
US12000296B2 (en) 2022-02-22 2024-06-04 General Electric Company Seal for a rotor

Family Cites Families (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB610314A (en) * 1945-01-16 1948-10-14 Power Jets Res & Dev Ltd Improvements relating to the construction of rotors for compressors and turbines
GB612097A (en) * 1946-10-09 1948-11-08 English Electric Co Ltd Improvements in and relating to the cooling of gas turbine rotors
DE950100C (de) * 1955-04-10 1956-10-04 Maschf Augsburg Nuernberg Ag Zusammengesetzter Trommellaeufer fuer Kreiselmaschinen, insbesondere fuer Gasturbinen mit axialer Durchstroemrichtung
US3094309A (en) * 1959-12-16 1963-06-18 Gen Electric Engine rotor design
US3047268A (en) * 1960-03-14 1962-07-31 Stanley L Leavitt Blade retention device
GB988541A (en) * 1962-03-06 1965-04-07 Ruston & Hornsby Ltd Gas turbine rotor cooling
US3295825A (en) * 1965-03-10 1967-01-03 Gen Motors Corp Multi-stage turbine rotor
US3551068A (en) * 1968-10-25 1970-12-29 Westinghouse Electric Corp Rotor structure for an axial flow machine
US3733146A (en) * 1971-04-07 1973-05-15 United Aircraft Corp Gas seal rotatable support structure
DE2140816A1 (de) * 1971-08-14 1973-03-01 Motoren Turbinen Union Rotor fuer stroemungsmaschinen
US3842595A (en) * 1972-12-26 1974-10-22 Gen Electric Modular gas turbine engine
US3868197A (en) * 1973-10-26 1975-02-25 Westinghouse Electric Corp Spacer rings for a gas turbine rotor
DE2620762C2 (de) * 1976-05-11 1977-11-17 Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München Spaltdichtung für Strömungsmaschinen, insbesondere Gasturbinenstrahltriebwerke
US4192633A (en) * 1977-12-28 1980-03-11 General Electric Company Counterweighted blade damper
US4470757A (en) * 1982-02-25 1984-09-11 United Technologies Corporation Sideplate retention for a turbine rotor
US4526508A (en) * 1982-09-29 1985-07-02 United Technologies Corporation Rotor assembly for a gas turbine engine

Also Published As

Publication number Publication date
US4645424A (en) 1987-02-24
JPH057544B2 (ja) 1993-01-29
EP0169798B1 (en) 1988-11-23
DE169798T1 (de) 1986-07-24
EP0169798A1 (en) 1986-01-29
DE3566433D1 (en) 1988-12-29

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JPS6138107A (ja) ガスタービンパワープラント用回転シール装置
JPH057545B2 (ja)
EP0169800B1 (en) Turbine cover-seal assembly
JPH056018B2 (ja)
JP4237176B2 (ja) ガスタービンエンジンおよびタービンエンジンロータ
JP2938908B2 (ja) タービンロータ構成部品の保持構造
US4743164A (en) Interblade seal for turbomachine rotor
JP4087057B2 (ja) ガスタービンロータのためのカバープレート
US5624233A (en) Gas turbine engine rotary disc
US3356339A (en) Turbine rotor
US6659725B2 (en) Vibration damping
JPH10196305A (ja) タービンブレードの一体型ダンパー／シール
JPS5813759B2 (ja) ガスタ−ビンエンジンのロ−タ−段
US4784572A (en) Circumferentially bonded rotor
JPS61252803A (ja) タ−ビンロ−タ組立体
US4355957A (en) Blade damper
JPH0647921B2 (ja) ブレ−ド保持プレ−ト固定装置
US5913660A (en) Gas turbine engine fan blade retention
JPH02238102A (ja) ガスタービンエンジンの振動減衰翼列
US2394124A (en) Bladed body
US6267557B1 (en) Aerofoil blade damper
US2865598A (en) Air cooled turbine wheel design
CA1050893A (en) Closed channel disk for a gas turbine engine
JPS62159738A (ja) ガスタ−ビンエンジン
JPS61252802A (ja) 梯子形ロツク装置

Legal Events

Date Code Title Description
R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

EXPY Cancellation because of completion of term