JPS6316565B2 - - Google Patents

Info

Publication number
JPS6316565B2
JPS6316565B2 JP55024623A JP2462380A JPS6316565B2 JP S6316565 B2 JPS6316565 B2 JP S6316565B2 JP 55024623 A JP55024623 A JP 55024623A JP 2462380 A JP2462380 A JP 2462380A JP S6316565 B2 JPS6316565 B2 JP S6316565B2
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
turbine
sleeve
annular component
starting ring
ring
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
Application number
JP55024623A
Other languages
English (en)
Other versions
JPS55117011A (en
Inventor
Wairaa Uorufugangu
Toratsupuman Kurausu
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.)
MTU Aero Engines AG
Original Assignee
MTU Motoren und Turbinen Union Muenchen GmbH
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 MTU Motoren und Turbinen Union Muenchen GmbH filed Critical MTU Motoren und Turbinen Union Muenchen GmbH
Publication of JPS55117011A publication Critical patent/JPS55117011A/ja
Publication of JPS6316565B2 publication Critical patent/JPS6316565B2/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
    • 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
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/201—Heat transfer, e.g. cooling by impingement of a fluid
    • 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)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Description

【発明の詳細な説明】 〔産業上の利用分野〕 本発明は軸流タービンの翼端間隙を最小化し、
且つ一定に保持する装置に係り、更に詳しくはタ
ービンケーシングに熱的に適合できるように吊り
下げられたスリーブ状環状構成部材よりなり、該
スリーブ状環状構成部材の半径方向内側に周方向
に複数のセグメントに分割された始動リングが吊
るされており、タービンケーシング，スリーブ状
環状構成部材，及び始動リングには圧縮機の端部
より取り出された空気により衝撃が加えられるよ
うに構成された、ガスタービンエンジンの軸流タ
ービンにおける翼端間隙を最小化し、且つ一定に
保持する装置に関する。
〔従来の技術〕
上記のような装置は西独特許公開2044800号公
報により既知の装置を根底にするものである。こ
の公報に記載の装置においては、特に非定常の負
荷状態下において、タービン翼端間隙を一定に保
つことが、羽根がタービン管路外側のおおいをか
することを防止するために求められている。
この既知の装置においては、第３図に示すよう
に、スリーブ状の環状構成部材はタービン外側ケ
ーシング６８と結合されている。セグメントに分
割された始動リング４３はタービン軸に対して半
径方向に突出する、環状構成部材４４の前後両壁
部分に、相互にかみあう突縁状のセンタリング手
段によつて吊り下げられている。スリーブ状環状
構成部材４４と始動リング４３とは環状室を形成
する。該環状室は横断面対称形の衝撃冷却穴あき
薄板５４によつて、上側区画室５６と下側区画室
５８とに分けられている。環状構成部材４４に穿
設された通気孔５７がまず、環状構成部材４４の
後方の、比較的大きな壁熱容量の壁部分の方へ向
けられているので、上側区画室５６は外側ケーシ
ング４５と環状構成部材４４間の環状管路部分４
６より、エンジンの圧縮機端部より取り出された
空気による衝撃が加えられ、且つ熱的に制御され
る。次に、上側区画室５６より、圧縮空気は衝撃
冷却穴あき薄板５４の開口部を通つて比較的高速
で多数の流れとして、始動リング４３の外面５９
の方に向けて、下側区画室５８内に送られ、次い
で、圧縮機の空気は下側区画室５８より、熱気が
流出するのを防止せしめられながら軸方向通路６
６と穴５１を通つて動翼列４７の下流の方へ流出
せしめられる。衝撃冷却によつて、比較的大きな
対流冷却面が提供され、駆動中に高く温度上昇す
るとき、且つ駆動状態しだいで大きく熱膨張する
タービン被覆構成部分に関して、翼端間隙が最適
化せしめられ、摩耗が防止される。
また、ドイツ特許公報859089に、外側タービン
動翼端部に向けられた始動リングを複数のセグメ
ントに分解し、且つこれらのセグメントを周方向
隙間をおいて配列することが知られている。
〔発明が解決しようとする問題点〕
より小さな出力のガスタービンエンジン、軸タ
ービン及びジエツト推進装置はしばしば逆流環状
燃焼室及び軸方向に貫流されるタービンによつて
形成される。高級な熱サイクル、即ち低い比燃費
と結合した高い比出力又は燃料比推力は自動的に
就中圧縮機タービンを小型化する。そして小型化
される結果、羽根車とケーシング間の半径方向の
間隙は出力又は推力及び効率へ高度の影響を及ぼ
す。その上このようなガスタービンエンジンは頻
繁に急激な負荷変化のもとにおかれる。それ故定
常駆動状態の間のみならず、他の出力レベルへ移
行する際の非定常駆動状態の間、翼端間隙を小さ
く保持することがぜひ必要である。しかし、動翼
の熱膨張は、（動翼及びケーシングの熱膨張と同
様に）動作ガスの温度変化に非常にすばやく従う
が明らかな時間の遅延を伴つたホイールデイスク
の熱膨張は遅れてはかどらないので例えば静翼支
持体の組み立て方のように翼端間隙を小さく且つ
一定に保持する周知の組み立て方では満足な結果
は得られない。
前記した西独特許公開公報に開示された装置に
おいては、始動リングのセグメントの隣接する突
き合せ縁間の周方向間隙を熱的に補正することが
提案されているのみで、周方向間隙を種々の駆動
状態に同調させることはなされていない。即ち、
急激な負荷の変動がおこり、周方向間隙が不当に
狭くなり、始動リングの変形が生じることを制御
し、不当に翼端間隙が狭くなることのないように
する解決策が提案されていない。また、ある一部
問題を安全な側に位置させなければならないの
で、また、熱的に周補正するにつき、無視できな
い密閉性、強度，及び燃焼の問題を考慮しなけれ
ばならないので、始動リングの突き合わせ縁間の
周方向間隙は比較的大きく取ることが前提とされ
ねばならない。
前記公報に記載の発明は圧縮機の空気による熱
的な制御を示すのみにとどまり比較的大きな、熱
膨張が遅延しておきる、上記問題における別の制
御点といえるタービン動翼の熱容量を考慮に入れ
て、タービン被覆（始動リング／スリーブ状環状
構成部材）の全体の構造を決定することについて
の効果的な解決策を何ら示すものではない。
上記の取り扱われた問題範囲内において本発明
の課題はジエツトエンジン用の軸流タービン、例
えばガスタービンエンジン用の軸流タービンの場
合、極力広い駆動領域にわたり且つ非定常な駆動
状態（急速な負荷変動）を考慮して翼端間隙を比
較的小さく且つ一定に保持することである。
〔問題点を解決するための手段〕
本発明は上記の問題点を解決するもので、〓タ
ービンケーシングに熱的に適合できるように吊り
下げられたスリーブ状環状構成部材よりなり、該
スリーブ状環状構成部材の半径方向内側に周方向
に複数のセグメントに分割された始動リングが吊
るされており、タービンケーシング，スリーブ状
環状構成部材，及び始動リングには圧縮機の端部
より取り出された空気により衝撃が加えられるよ
うに構成された、ガスタービンエンジンの軸流タ
ービンにおける翼端間隙を最小化し、且つ一定に
保持する装置において、 (a) タービンケーシングに、半径方向に弾性変形
しうるようにスリーブ状環状構成部材２７の一
端が固定されており、 (b) 冷えた状態のときであつて、且つ無負荷条件
下においては、始動リング３０を構成する複数
のセグメント３１，３２，３３が隣接する突き
合わせ縁間に一定の周方向隙間Ｓを残して配列
されており、 (c) 選択可能な駆動領域の上限において、前記(b)
項記載の隙間が零になり、さらに温度上昇した
とき、始動リング３０の半径方向のひろがりが
スリーブ状環状構成部材２７の弾性変形によつ
て機械的に補償されるように構成されており、 (d) タービンホイールデイスク１９の熱膨張の経
時変化に同調して始動リング３０が加熱され、
始動リング３０の加熱にともなつてスリーブ状
環状構成部材２７の熱弾性ひろがりがおこるよ
うに始動リング３０が寸法設定されており、且
つ (e) タービンケーシング及びセグメントに分割さ
れた始動リング３０がタービンの熱ゾーンに向
く側に断熱層Is，Is′が設けられていることを特
徴とする軸流タービンの翼端間隙を最小化し、
且つ一定に保持する装置。〓を要旨とするもの
である。
而して本発明において、外側のタービンケーシ
ングをタービン静翼支持体１１として形成し、圧
縮機の端部より取り出された空気による衝撃が加
えられるように構成することができる。
次に本発明において外側のタービンケーシング
又はタービン静翼支持体１１をガスタービンエン
ジンの軸に共軸に設けられたタービンを包囲する
環状逆流燃焼室９の燃焼室外側ケーシングの構成
要素とすることができる。
さらに本発明において、スリーブ状環状構成部
材２７及びセグメントに分割された始動リング３
０に対して衝撃冷却装置を設けることができる。
さらに本発明において、断熱層Is，Is′をセラミ
ツク材料により形成することができる。
〔作用〕
本発明に係る物の有利な作用のし方については
以下に説明する。
セグメントに分割された始動リングは静止状態
において並びに無負荷運転しているとき個々のセ
グメント間に周方向に一定の隙間を有する。同じ
く翼端と始動リング間に一定の半径方向隙間があ
る。機械の出力上昇にともなつて出力の一時的変
化がまず無視し得るほど小さいとみなされる場
合、タービンケーシング又は静翼支持体及びスリ
ーブ状環状構成部材は多かれ少なかれ圧縮機端部
の温度によつて半径方向に広がり、一方始動リン
グのセグメントは多かれ少なかれタービン入口温
度とともに周方向に広がる。始動リングの直径は
一定の部分負荷点迄タービンケーシング又は静翼
支持体の熱膨張により決められる。この部分負荷
点は操作条件に応じて選択することができ、且つ
周方向の隙間が零になるとき得られる。この点以
上に出力を高める場合、セグメントに分割された
始動リングは閉じられた環のようになる。タービ
ンケーシング又は静翼支持体及びそれと多かれ少
なかれ同温のスリーブ状環状構成部材よりも大き
い値の始動リングの熱膨張はスリーブ状環状構成
部材の弾性ひろがりをセグメントに分割された始
動リングの吊りさがる面に制限する。
低い出力で機能を調整する際、セグメントに分
割された始動リングの熱膨張の過程は逆転せしめ
られる。
急激な負荷変化、例えば低い出力水準からより
高い出力水準へ加速する過程の場合、始動リング
のセグメント及びタービン動翼は新しく調整され
た駆動状態に相応する不変操作温度に非常に迅速
に従う。セグメントは先ず周方向に、個々のセグ
メント間の周方向の隙間が零になる迄膨張する。
この時点迄、セグメントに分割された始動リング
の直径はセグメントの吊り下げ部の領域内におい
てスリーブ状環状構成部材の熱膨張によつて決め
られ、該セグメントは圧縮機の端部からの空気に
よつて衝撃を加えられる。圧縮機端部の温度が自
動的にガスタービンエンジンの新しい負荷点に従
つて変化するので、この熱膨張過程は比較的小さ
な時定数で生ずる。即ちそれは動翼の熱膨張と同
様に迅速に生ずる。セグメントに分割された始動
リングが更に熱くなるとき、閉鎖された環の如く
機能し、その熱膨張はスリーブ状環状構成部材の
弾性ひろがりを生ぜしめる。動翼に対しても同様
に時間遅延せしめられたロータホイールデイスク
の加熱に相応したある時間遅延で必要に応じて断
熱処理をとることによつて制御することができ
る。加熱が起こり且つそれにともなつて生ずるタ
ービンケーシング又は静翼支持体の熱膨張がスリ
ーブ状環状構成部材の部分的な必要に応じた弾性
変形の完全な戻りと結合せしめられる。スリーブ
状環状構成部材の弾性変形の戻りが生ずるとき始
動リングのセグメント間の周方向隙間が再び生ず
る。スリーブ状環状構成部材に圧縮機端部からの
空気によつて衝撃を与えることにより、セグメン
トの衝撃部への周方向の圧力を限定することが可
能である。
より高い負荷段から低い負荷段へ急激な負荷変
化をする際、個々の過程が逆の順序で再び生ず
る。先ず、始動リングのセグメントの温度が動翼
とほぼ同程度の時定数で新しい駆動状態に相応す
る不変操作温度とされ、次いで収縮する。スリー
ブ状環状構成部材が尚も変形せしめられている間
に、その変形の戻りが生ずる。その結果、セグメ
ントに分割された始動リングの直径が再びほぼ動
翼の時定数で小さくなる。その際、個々のセグメ
ント間の周方向の隙間が生じる点に達し、スリー
ブ状環状構成部材の圧縮機端部からの空気による
冷却がセグメントが吊り下げられる領域における
収縮を生ぜしめ、且つその収縮が再び小さな時定
数で例えば動翼の収縮と同様にすばやくセグメン
トに分割された始動リングの直径を減少させる。
断熱層は圧縮機端部から取り出された空気によ
る温度の影響を時間的に遅延させる作用をする。
即ち、圧縮機端部から取り出された空気により衝
撃を加えられるタービンケーシングと始動リング
の熱膨張をタービンホイールデイスクの時間的に
遅延した熱膨張と合わせて熱的に遅延させる作用
をする。
〔実施例〕
図面を参照しながら本発明につき例をあげて詳
しく説明する。
図面において第１図は本発明にとつて必須の構
成部材によつて構成されたガスタービンエンジン
の部分縦断面図、そして第２図は第１図示の―
線矢視断面図である。
第１図示の如くガスタービンエンジンのガス発
生機に遠心圧縮機１が付属せしめられている。遠
心圧縮機１の出口側には半径流デイフユーザ２が
接続されている。半径流デイフユーザから出た圧
縮機からの流れＶはほぼ90゜曲げられた曲り管３
を通つて軸方向に向けられ、曲り管３に続く軸流
案内格子４に送られる。軸流案内格子４を出て、
圧縮機の空気Ｖは先ず第１環状ダクト５内に至
り、次いで燃焼室頭部を流れたのち第２環状ダク
ト６内に至る。両環状ダクト５，６はガスタービ
ンエンジンの縦軸７に対して共軸的に設けられて
いる。第１及び第２の環状ダクト５，６は縦軸７
に共軸的に設けられた環状逆流燃焼室９の炉筒壁
８と、外側ケーシング壁１０と、該ケーシング壁
１０の続きとして該外側ケーシング壁１０に結合
された静翼支持体１１とから形成されている。
湾曲した炉筒後壁（図示せず）は本質的に間隙
をおいて炉筒後壁に対して平行に走つている外側
ケーシング壁１０により被覆されている。供給さ
れた圧縮機の空気Ｖの一部は一様に一定距離以上
隔てて分配されて配列された、炉筒後壁と結合さ
れた、多数の蒸発筒体、例えば１２を通して燃焼
過程に供給される。
環状ダクト６から出た圧縮機の空気Ｖは環状ダ
クト６に続く、炉筒壁８に対して半径方向に伸び
て形成された環状ダクト１３内に流れる。そして
環状ダクト１３によつて圧縮機の空気Ｖは後に更
に詳細に説明する方法で種々の冷却目標に送られ
る。
ガスタービンエンジンのガス発生機に更に二段
式圧縮機駆動タービンが付属されており、その一
部をなす静翼及び動翼は左から右へ１４，１５，
又は１６，１７で図示されている。二段式圧縮機
駆動タービンは更に二つの、なかんずく、周辺歯
車装置１８によつて回転を固定して相互に結合さ
れたタービンホイールデイスク１９，２０を含
む。タービンホイールデイスク１９は別のロータ
構成部材２１，２２及び周辺歯車装置２３を介し
て遠心圧縮機１のホイールデイスク２４と連結さ
れている。
第１図において、２５は中空軸状に形成された
ガス発生機集合体用通しボルトを示し、それを貫
通して中空軸２６が導かれている。そして、該中
空軸２６を介して、圧縮機駆動タービンから機械
的に独立して該圧縮機駆動タービンの出口側に接
続された有効タービンはガスタービンエンジンの
前面に設けられたギアへ放出された出力を伝達す
ることができる。
第１図示の如く、タービン静翼支持体１１にス
リーブ状環状構成部材２７が半径方向に弾性変形
し得るように吊り下げられており、それは圧縮機
の端部から取り出された空気Ｖにより衝撃を加え
られる。而して、スリーブ状環状構成部材２７に
衝撃を与える空気Ｖは第１の有孔スリーブ２８を
通して高エネルギー状のエアジエツトＡの形でス
リーブ状環状構成部材２７に向けられる（衝撃冷
却）。第１の有孔スリーブ２８はスリーブ状環状
構成部材２７及び湾曲部８′と結合されており、
且つスリーブ状環状構成部材２７と共にタービン
入口静翼１４の取りつけ具としての働きをする。
湾曲部８′の上流側端部は炉筒壁８のフオーク部
分Ｇ内にゆるく吊り下げられている。湾曲部８′，
タービン入口静翼１４，スリーブ状環状構成部材
２７及び第１の有孔スリーブ２８は構造上の一体
物を構成する。
第１の有孔スリーブ２８とスリーブ状環状構成
部材２７の間に包囲された環状室２９から冷却空
気として供給された圧縮機の空気の一部が中空の
タービン入口静翼１４内に流出し（矢印Ｋ）、タ
ービン入口静翼１４を出て圧縮機の空気の一部は
冷却過程を経たのち再びガス流に供給される。
又、始動リング３０はスリーブ状環状構成部材
２７に固定されており、且つ、その始動リング３
０はセグメント３１，３２，３３に分割されてい
る。
且つ始動リング３０はスリーブ状環状構成部材
２７への接続点において分割されている。それら
のセグメントは冷えた状態のとき並びに無負荷運
転しているときその時々の隣接する突き合わせ縁
間に一定の周方向隙間Ｓを残して配列されてい
る。ここにおいて、始動リング３０の個々のセグ
メント３１，３２，３３は連結用継目板３４によ
つて周方向に相互に密閉されている。連結用継目
板３４はその輪郭が始動リング３０の輪郭に完全
に従つた断面形状に形成されている。連結用継目
板３４が始動リング３０のセグメント３１，３２
の凹部に対して短い長さに形成されているので連
結用継目板３４は周方向にセグメントの相対的移
動を可能にしている。連結用継目板３４の軸方向
位置は後記の段部４２の周方向端部と後記の支持
リング４０の下方端部とによつて決められる。選
択可能な駆動領域の上限において前記隙間が零に
なり、それ以上温度上昇した場合、スリーブ状環
状構成部材２７の弾性変形が生ずる。
第２図示の如く、始動リングは相当に関係づけ
られた順で分割されており、且つそれらには翼始
動用パツド３５，３６，３７が設けられている。
第１図において更に図示されている如く、分割
された始動リング３０に対しても衝突冷却（矢印
Ｂ）が与えられる。その為に圧縮機端部において
取り出され、環状ダクト１３から矢印Ｒの如く環
状室３８内に流出した空気の残りの部分が利用さ
れる。この環状室３８は第２の有孔スリーブ３
９、スリーブ状環状構成部材２７及び支持リング
４０の間に形成されており、該支持リング４０は
静翼支持体１１に固定されている。この支持リン
グ４０に始動リング３０の後端及びタービン静翼
１６が支持されている。更にこの支持リング４０
に第２の有孔スリーブ３９の後端が支持されてい
る。始動リング３０と第２の有孔スリーブ３９の
間に形成された環状ダクトから流出した残留空気
流R′は遮断空気作用を果たし且つ翼端部の方に
向けられた始動リング３０の面に沿つて薄膜冷却
する。環状ダクト１３から分岐した別の空気部分
Ｔは特に静翼１６用の冷却空気流Ｕと第２タービ
ン段用の遮断又は空気流Ｗとに分配される。
更に第１図示のように、セグメントに分割され
た始動リング３０は軸方向の突出端部４１によつ
てスリーブ状環状構成部材２７のカラー状に突出
する段部４２のところにつるされている。
本発明において、段部４２は閉じられた環状構
造のものを意味するものであり、複数のカラー状
の単一段部よりなる構造は含まない。
本発明の範囲内において、クロスハツチングし
て図示された、セグメントに分割された始動リン
グ３０の前側領域及びセグメントに分割された始
動リング３０のスリーブ状環状構成部材へ直接に
吊り下げられる部分（端部４１）はタービンホイ
ールデイスク１９の熱膨張の経時変化に同調した
始動リング３０の加熱過程とその加熱にともなつ
ておきるスリーブ状環状構成部材２７の熱弾性的
ひろがりがおきるように寸法設定されている。
第１図の如く、タービン静翼支持体１１は圧縮
機端部から取り出された空気Ｖによつて衝撃を加
えられ、且つ冷却される。その際断熱層Isが合目
的的に静翼支持体１１の圧縮機空気流Ｖと対向す
る側とは反対側に設けられている。又、セグメン
トに分割された始動リング３０には同様な断熱層
Is′を合目的的に動翼端部に対向する面に設ける
こともできる。上記断熱層Is，Is′は圧縮機端部か
ら取り出された空気による温度の影響を時間的に
遅延させる為に設けられている。さらにこの断熱
層Is，Is′はセラミツクからなる。
〔発明の効果〕
以上詳記した通り、本発明の装置は、ガスター
ビンエンジンが小さな翼端間隙のもとで非定常な
駆動状態にある場合にも広い駆動領域にわたつて
駆動することができる利点を有するものである。
即ち、本発明は全タービン要素（ホイールデイ
スク，羽根，ケーシング）が、種々の駆動点につ
いての種々の迅速な熱膨張挙動に関して、最小の
一定の翼端間隙に関係せしめられており、且つ熱
膨張の迅速な部分（スリーブ状環状構成部材２７
の圧縮機の空気による熱膨張，及びセグメント３
１，３２，３３の周方向への熱膨張）と熱膨張の
緩慢な部分（タービンケーシング１１の熱容量）
の両者を考慮していることを特徴とするものであ
る。
【図面の簡単な説明】
第１図は本発明に係る装置をもつて構成された
ガスタービン駆動装置の部分縦断面図、第２図は
第１図示の―線矢視断面図、第３図は西独特
許公開2044800号公報に記載の装置の断面図であ
る。 １……遠心圧縮機、２……半径流デイフユー
ザ、３……曲り管、４……軸流案内格子、Ｖ……
空気、５……環状ダクト、６……環状ダクト、７
……駆動装置縦軸、８……炉筒壁、９……環状逆
流燃焼室、１０……外側ケーシング壁、１１……
静翼支持体、１２……蒸発筒体、１３……環状ダ
クト、１４，１６……静翼、１５，１７……動
翼、１８……周辺歯車装置、１９，２０……ター
ビンホイールデイスク、２１，２２……ロータ構
成部材、２３……周辺歯車装置、２４……圧縮機
のホイールデイスク、２５……ガス発生機集合体
用通しボルト、２６……中空軸、２７……スリー
ブ状環状構成部材、２８……有孔スリーブ、２９
……環状室、３０……始動リング、３１，３２，
３３……セグメント、３４……連結用継目板、３
５，３６，３７……翼始動用パツド、３８……環
状室、３９……有孔スリーブ、４０……支持リン
グ、４１……突出端部、４２……段部、Is，Is′…
…断熱層。

Claims (1)

  1. 【特許請求の範囲】 １ タービンケーシングに熱的に適合できるよう
    に吊り下げられたスリーブ状環状構成部材よりな
    り、該スリーブ状環状構成部材の半径方向内側に
    周方向に複数のセグメントに分割された始動リン
    グが吊るされており、タービンケーシング，スリ
    ーブ状環状構成部材，及び始動リングには圧縮機
    の端部より取り出された空気により衝撃が加えら
    れるように構成された、ガスタービンエンジンの
    軸流タービンにおける翼端間隙を最小化し、且つ
    一定に保持する装置において、 (a) タービンケーシングに、半径方向に弾性変形
    しうるようにスリーブ状環状構成部材２７の一
    端が固定されており、 (b) 冷えた状態のときであつて、且つ無負荷条件
    下においては、始動リング３０を構成する複数
    のセグメント３１，３２，３３が隣接する突き
    合わせ縁間に一定の周方向隙間Ｓを残して配列
    されており、 (c) 選択可能な駆動領域の上限においては、前記
    (b)項記載の隙間が零になり、さらに温度上昇し
    たとき、始動リング３０の半径方向のひろがり
    がスリーブ状環状構成部材２７の弾性変形によ
    つて機械的に補償されるように構成されてお
    り、 (d) タービンホイールデイスク１９の熱膨張の経
    時変化に同調して始動リング３０が加熱され、
    始動リング３０の加熱にともなつてスリーブ状
    環状構成部材２７の熱弾性ひろがりがおこるよ
    うに始動リング３０が寸法設定されており、且
    つ (e) タービンケーシング及びセグメントに分割さ
    れた始動リング３０がタービンの熱ゾーンに向
    く側に断熱層Is，Is′が設けられていることを特
    徴とする軸流タービンの翼端間隙を最小化し、
    且つ一定に保持する装置。 ２ 外側のタービンケーシングがタービン静翼支
    持体１１として形成されていることを特徴とする
    特許請求の範囲第１項記載の軸流タービンの翼端
    間隙を最小化し、且つ一定に保持する装置。 ３ 外側のタービンケーシング又はタービン静翼
    支持体１１がガスタービンエンジンの軸に共軸に
    設けられたタービンを包囲する環状逆流燃焼室９
    の燃焼室外側ケーシングの構成要素であることを
    特徴とする特許請求の範囲第１項又は第２項記載
    の軸流タービンの翼端間隙を最小化し、且つ一定
    に保持する装置。 ４ スリーブ状環状構成部材２７及びセグメント
    に分割された始動リング３０に対して衝撃冷却装
    置が設けられていることを特徴とする特許請求の
    範囲第１項ないし第３項のいずれかの項に記載の
    軸流タービンの翼端間隙を最小化し、且つ一定に
    保持する装置。 ５ 断熱層Is，Is′がセラミツク材料からなること
    を特徴とする特許請求の範囲第１項ないし第４項
    のいずれかの項に記載の軸流タービンの翼端間隙
    を最小化し、且つ一定に保持する装置。
JP2462380A 1979-02-28 1980-02-27 Device for minimizing blade tip clearance of axiallflow turbine and keeping said clearance constant Granted JPS55117011A (en)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE2907749A DE2907749C2 (de) 1979-02-28 1979-02-28 Einrichtung zur Minimierung von Konstanthaltung des bei Axialturbinen von Gasturbinentriebwerken vorhandenen Schaufelspitzenspiels

Publications (2)

Publication Number Publication Date
JPS55117011A JPS55117011A (en) 1980-09-09
JPS6316565B2 true JPS6316565B2 (ja) 1988-04-09

Family

ID=6064079

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP2462380A Granted JPS55117011A (en) 1979-02-28 1980-02-27 Device for minimizing blade tip clearance of axiallflow turbine and keeping said clearance constant

Country Status (5)

Country Link
US (1) US4439981A (ja)
JP (1) JPS55117011A (ja)
DE (1) DE2907749C2 (ja)
FR (1) FR2450345B1 (ja)
GB (1) GB2043794B (ja)

Families Citing this family (20)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2108586B (en) * 1981-11-02 1985-08-07 United Technologies Corp Gas turbine engine active clearance control
FR2519374B1 (fr) * 1982-01-07 1986-01-24 Snecma Dispositif de refroidissement des talons d'aubes mobiles d'une turbine
DE3211550C2 (de) * 1982-03-29 1985-02-14 Siemens AG, 1000 Berlin und 8000 München Gleichstrommeldeanlage
US4525998A (en) * 1982-08-02 1985-07-02 United Technologies Corporation Clearance control for gas turbine engine
FR2724973B1 (fr) * 1982-12-31 1996-12-13 Snecma Dispositif d'etancheite d'aubages mobiles de turbomachine avec controle actif des jeux en temps reel et methode de determination dudit dispositif
FR2540560B1 (fr) * 1983-02-03 1987-06-12 Snecma Dispositif d'etancheite d'aubages mobiles de turbomachine
FR2540939A1 (fr) * 1983-02-10 1984-08-17 Snecma Anneau d'etancheite pour un rotor de turbine d'une turbomachine et installation de turbomachine munie de tels anneaux
DE3315914A1 (de) * 1983-05-02 1984-11-08 MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München Gasturbinentriebwerk mit einrichtungen zur schaufelspaltminimierung
FR2548733B1 (fr) * 1983-07-07 1987-07-10 Snecma Dispositif d'etancheite d'aubages mobiles de turbomachine
DE10247355A1 (de) * 2002-10-10 2004-04-22 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Turbinendeckbandsegmentbefestigung
US20050120719A1 (en) * 2003-12-08 2005-06-09 Olsen Andrew J. Internally insulated turbine assembly
US7260892B2 (en) * 2003-12-24 2007-08-28 General Electric Company Methods for optimizing turbine engine shell radial clearances
US7665960B2 (en) * 2006-08-10 2010-02-23 United Technologies Corporation Turbine shroud thermal distortion control
US7771160B2 (en) * 2006-08-10 2010-08-10 United Technologies Corporation Ceramic shroud assembly
US8167546B2 (en) * 2009-09-01 2012-05-01 United Technologies Corporation Ceramic turbine shroud support
WO2014113114A2 (en) * 2012-10-26 2014-07-24 Lord Corporation Hub-mounted active vibration control (havc) devices, systems, and methods
US20140174098A1 (en) * 2012-12-20 2014-06-26 United Technologies Corporation Turbine disc with reduced neck stress concentration
WO2014163673A2 (en) 2013-03-11 2014-10-09 Bronwyn Power Gas turbine engine flow path geometry
JP6743016B2 (ja) * 2014-12-09 2020-08-19 エアロ３ ギターズＡｅｒｏ３ Ｇｕｉｔａｒｓ エレキギター
FR3091550B1 (fr) * 2019-01-08 2021-01-22 Safran Aircraft Engines Procédé de montage et de démontage d’un ensemble d’anneau de turbine

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS4880906A (ja) * 1972-01-12 1973-10-30
JPS5138371A (ja) * 1974-09-30 1976-03-31 Mitsubishi Heavy Ind Ltd
JPS5182818A (en) * 1974-12-07 1976-07-20 Rolls Royce 1971 Ltd Gasutaabinenjin

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
NL70901C (ja) * 1945-01-23
US2606741A (en) * 1947-06-11 1952-08-12 Gen Electric Gas turbine nozzle and bucket shroud structure
GB881880A (en) * 1959-05-22 1961-11-08 Power Jets Res & Dev Ltd Turbo-machine stator construction
BE756582A (fr) * 1969-10-02 1971-03-01 Gen Electric Ecran circulaire et support d'ecran avec dispositif de reglage de la temperature pour turbomachine
US3825365A (en) * 1973-02-05 1974-07-23 Avco Corp Cooled turbine rotor cylinder
US3849022A (en) * 1973-07-12 1974-11-19 Gen Motors Corp Turbine blade coolant distributor
US3864056A (en) * 1973-07-27 1975-02-04 Westinghouse Electric Corp Cooled turbine blade ring assembly
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

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS4880906A (ja) * 1972-01-12 1973-10-30
JPS5138371A (ja) * 1974-09-30 1976-03-31 Mitsubishi Heavy Ind Ltd
JPS5182818A (en) * 1974-12-07 1976-07-20 Rolls Royce 1971 Ltd Gasutaabinenjin

Also Published As

Publication number Publication date
GB2043794A (en) 1980-10-08
GB2043794B (en) 1983-02-09
DE2907749A1 (de) 1980-09-04
JPS55117011A (en) 1980-09-09
FR2450345B1 (fr) 1986-07-04
US4439981A (en) 1984-04-03
DE2907749C2 (de) 1985-04-25
FR2450345A1 (fr) 1980-09-26

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JPS6316566B2 (ja)
JPS6316565B2 (ja)
US5022817A (en) Thermostatic control of turbine cooling air
US4329113A (en) Temperature control device for gas turbines
KR100405881B1 (ko) 로터조립체용슈라우드와,가스터빈로터조립체용슈라우드및현수장치
US4317646A (en) Gas turbine engines
US4379677A (en) Device for adjusting the clearance between moving turbine blades and the turbine ring
US5281085A (en) Clearance control system for separately expanding or contracting individual portions of an annular shroud
US3250512A (en) Gas turbine engine
EP1798381B1 (en) Thermal control of gas turbine engine rings for active clearance control
US5593277A (en) Smart turbine shroud
US4320903A (en) Labyrinth seals
US5597286A (en) Turbine frame static seal
EP3219938B1 (en) Blade outer air seal support and method for protecting blade outer air seal
EP3018288B1 (en) High pressure compressor rotor thermal conditioning using discharge pressure air and a corresponding method
US4668163A (en) Automatic control device of a labyrinth seal clearance in a turbo-jet engine
EP1798382A2 (en) System and method to exhaust spent cooling air of gas turbine engine active clearance control
EP3674521B1 (en) Passive blade tip clearance control system for a gas turbine engine
JPH04232335A (ja) ガスタービン回転子集成体及びその運転方法
US6089821A (en) Gas turbine engine cooling apparatus
JPS6325161B2 (ja)
US5127795A (en) Stator having selectively applied thermal conductivity coating
JPH0689653B2 (ja) ガスタービンエンジンの圧縮機用の羽根及びパツキングの隙間最適化装置
US4804310A (en) Clearance control apparatus for a bladed fluid flow machine
US4009568A (en) Turbine support structure