KR100818821B1 - 가스 터빈 - Google Patents

가스 터빈 Download PDF

Info

Publication number
KR100818821B1
KR100818821B1 KR1020020084835A KR20020084835A KR100818821B1 KR 100818821 B1 KR100818821 B1 KR 100818821B1 KR 1020020084835 A KR1020020084835 A KR 1020020084835A KR 20020084835 A KR20020084835 A KR 20020084835A KR 100818821 B1 KR100818821 B1 KR 100818821B1
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
turbine
seal
cavity
retaining ring
seal body
Prior art date
Application number
KR1020020084835A
Other languages
English (en)
Other versions
KR20030057409A (ko
Inventor
아크시트마흐무트파루크
사피아마드
모하메드-파키르압둘-아지즈
베단탐스리칸쓰
팡닝
고에쩨게일홉스
아네스브라이언피터
그리네존엘밍톤
치웨이-밍
Original Assignee
제너럴 일렉트릭 캄파니
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 제너럴 일렉트릭 캄파니 filed Critical 제너럴 일렉트릭 캄파니
Publication of KR20030057409A publication Critical patent/KR20030057409A/ko
Application granted granted Critical
Publication of KR100818821B1 publication Critical patent/KR100818821B1/ko

Links

Images

Classifications

    • 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
    • F02C7/28—Arrangement of seals
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
    • F16J—PISTONS; CYLINDERS; SEALINGS
    • F16J15/00—Sealings
    • F16J15/02—Sealings between relatively-stationary surfaces
    • F16J15/06—Sealings between relatively-stationary surfaces with solid packing compressed between sealing surfaces
    • F16J15/08—Sealings between relatively-stationary surfaces with solid packing compressed between sealing surfaces with exclusively metal packing
    • F16J15/0887—Sealings between relatively-stationary surfaces with solid packing compressed between sealing surfaces with exclusively metal packing the sealing effect being obtained by elastic deformation of the packing
    • 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
    • F01D11/005—Sealing means between non relatively rotating elements
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
    • F16J—PISTONS; CYLINDERS; SEALINGS
    • F16J15/00—Sealings
    • F16J15/02—Sealings between relatively-stationary surfaces
    • F16J15/06—Sealings between relatively-stationary surfaces with solid packing compressed between sealing surfaces
    • F16J15/08—Sealings between relatively-stationary surfaces with solid packing compressed between sealing surfaces with exclusively metal packing
    • F16J15/0806—Sealings between relatively-stationary surfaces with solid packing compressed between sealing surfaces with exclusively metal packing characterised by material or surface treatment
    • F16J15/0812—Sealings between relatively-stationary surfaces with solid packing compressed between sealing surfaces with exclusively metal packing characterised by material or surface treatment with a braided or knitted body

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Gasket Seals (AREA)

Abstract

순응적 직조 관형 시일(compliant woven tubular seal)(70)이 노즐 유지 링(42)과 대향하게 복수의 슈라우드 세그먼트(35)의 축방향 면(78)을 통하여 개방된 원호형 캐비티(74)내에 제공된다. 환상의 복합 관형 직조 순응적 시일은 환상의 실리카 섬유(80) 층으로 둘러싸인 스테인리스강 내측 금속 코어(79)를 구비한다. 실리카 섬유를 둘러싸는 것은 보조 시일을 지나는 유동을 방지하는 금속 호일(82)이다. 외측 내마모 편조(84)는 보호 커버 및 마모 표면으로 작용한다.

Description

가스 터빈{COMPOSITE TUBULAR WOVEN SEAL FOR GAS TURBINE NOZZLE AND SHROUD INTERFACE}
도 1은 가스 터빈의 일부에 대한 개략적 부분 측면도,
도 2는 본 발명의 양호한 실시예에 따라 그들 사이에 순응적 관형 직조 시일을 갖는 노즐 유지 링과 슈라우드 사이의 계면을 도시하는 확대 단면도,
도 3은 시일의 구성요소 부분을 도시하는 확대 단면도.
도면의 주요 부분에 대한 부호의 설명
10 : 가스 터빈 12 : 전이 부재
14 : 고온 가스 경로 16, 22, 28 : 버킷
20, 26, 32 : 스테이터 베인 18, 24, 30 : 로터 휠
34, 36 : 스페이서 35, 37, 39 : 슈라우드 세그먼트
38, 40 : 내측 및 외측 밴드 41 : 노즐 세그먼트
42 : 노즐 유지 링 44 : 노즐 지지 링
70 : 시일 71 : 시일 본체
74 : 캐비티 76, 78 : 대향 측면
80 : 섬유 82 : 금속 호일
84 : 외측 덮개
본 발명은 터빈내의 시일(seal)에 관한 것으로, 특히 가스 터빈의 노즐과 슈라우드 계면에 적용하기 위한 순응적(compliant) 시일에 관한 것이다.
가스 터빈에 있어서, 고온 연소 가스는 연소기로부터 제 1 스테이지의 노즐 및 버킷을 통하여 또한 다음의 터빈 스테이지의 노즐 및 버킷을 통하여 유동한다. 전형적으로, 제 1 스테이지 노즐은 주물 노즐 세그먼트의 환형 어레이 또는 조립체를 포함하며, 각각의 주물 노즐 세그먼트는 세그먼트당 하나 또는 그 이상의 노즐 스테이터 베인을 수납한다. 또한, 각각의 제 1 스테이지 노즐 세그먼트는 서로 반경방향으로 이격된 내측 및 외측 밴드부를 포함한다. 노즐 세그먼트의 조립시에, 스테이터 베인은 환형의 내측 및 외측 베인 사이에 환형 어레이의 베인을 형성하도록 서로 원주방향으로 이격된다. 제 1 스테이지 노즐의 외측 밴드에 결합된 노즐 유지 링은 터빈의 가스 유동 경로내의 제 1 스테이지 노즐을 지지한다. 수평 중심선에서 분할되는 것이 바람직한 환형 노즐 지지 링은 내측 밴드에 의해 결합되며, 축방향 운동에 대하여 제 1 스테이지 노즐을 지지한다.
터빈의 각 스테이지는 또한 환상 어레이로 배열되어 고온 가스 경로의 일부를 형성하는 환상 내측 표면을 규정하는 복수의 슈라우드 세그먼트를 포함한다. 슈라우드 내측 표면은 터빈 로터의 버킷의 팁으로부터 이격되어 있다. 노즐은 슈라우드 및 버킷과 연합하여 터빈 스테이지를 형성함을 인식할 것이다.
작동중 및 노즐과 슈라우드의 보수중의 뒤틀림(warpage)으로 인해, 이들 터빈 구성요소 사이에 갭이 발생할 수 있다. 그 결과, 고온 가스 경로를 통해 흐르는 고온 가스는 갭을 통해 누출되거나 소산된다. 그 결과, 터빈의 효율이 감소된다. 작동 및 보수중에 터빈내에 발생하는 이러한 갭을 밀봉함에 있어서, W-형 시일이 노즐 유지 링과 슈라우드 사이에 제공되어 있다. 그러나, W-형 시일은 효과적이지 못함이 밝혀졌다. 예를 들면, W-형 시일은 터빈의 조립동안, 즉 설치중 노즐 링과 슈라우드 사이의 상대적 반경방향 운동에 의해 구속될 수 있다. 또한, W-형 시일은 저 사이클 피로에 기인하여 작동중 크랙이 발견되고 있다. 결과적으로, 노즐 유지 링과 슈라우드 세그먼트의 뒤틀림을 견디며, 누출을 제거하고, 당해 밀봉 위치에서의 시일의 강인성을 향상시키도록, 터빈의 스테이지의 노즐 링과 슈라우드 사이를 효과적으로 밀봉할 것이 요구된다.
본 발명의 양호한 실시예에 따르면, 설치중의 노즐 링과 슈라우드의 상대 운동과 작동중의 뒤틀림에도 불구하고, 밀봉을 실행하도록 터빈 스테이지의 슈라우드의 환상 어레이와 노즐 유지 링 사이에 배치되기 위한 복합 관형 직조 시일(composite tubular woven seal)이 제공된다. 노즐 유지 링과 슈라우드의 축방향으로 정합하는 표면 중 하나(바람직하게는 슈라우드의 표면)내에 환상 캐비티가 형성되며, 이 캐비티는 시일에 대한 시트(seat)를 제공한다. 복합 관형 직조 시일이 캐비티내에 배치되어 노즐 유지 링의 환상 밀봉 표면에 대해 가압한다. 따라서, 노즐 유지 링과 슈라우드가 설치된 때, 복합 관형 직조 시일은 노즐 유지 링과 슈라우드 각각의 축방향으로 대향된 밀봉 표면 사이에서 탄성적으로 또한 순응적으로 평평하게 되어 이들 표면 사이를 밀봉한다. 즉, 직조 관형 시일의 직경은 캐비티의 깊이보다 크고 이에 의해 복합 시일은 캐비티내에서 캐비티의 베이스와 대향하는 밀봉 표면 사이에서 평평하게 된다. 따라서, 임의의 뒤틀림 또는 노즐 유지 링과 슈라우드 사이의 갭의 개방의 경우에, 순응적 시일은 팽창하여 효과적인 밀봉을 제공할 것이다.
복합 관형 직조 보조 시일은 복수의 층으로 형성된 결과 순응적이다. 이들 층은 내측 직조 금속 코어, 섬유 재료, 금속 호일 및 금속 외측 커버를 포함한다. 바람직하게는, 내측 금속 코어는 실리카 섬유에 의해 둘러싸인 직조 스테인리스강으로 형성된다. 섬유는 그 뒤 스테인리스강 금속 호일에 의해 둘러싸이며 외측 커버는 편조 금속 예컨대 Haynes 188로 형성된다. 복합 관형 직조 시일의 특성 때문에, 특히 금속 코어와 이를 둘러싸는 실리카 섬유의 탄성의 결과로 시일은 순응적이다. 또한, 섬유를 둘러싸는 금속 호일 층은 보조 시일과 노즐 지지 링의 밀봉 표면 사이의 누출을 방지하며, 편조된 외측 커버는 보호적 마모 표면으로 작용한다. 내측 금속 코어와 실리카 섬유는 보조 시일의 대체로 원형 단면 형태를 유지하여, 시일이 압축된 때 그 원형 단면 형태로 복귀하도록 예압(preload)이 가해지거나 바이어스된다.
본 발명의 양호한 실시예에 따르면, 대체로 축방향으로 향하는 제 1 표면을 가지며 터빈 스테이지의 일부를 형성하는 터빈 노즐 유지 링과, 상기 제 1 표면에 축방향으로 대향하는 제 2 표면을 가지며 상기 터빈 스테이지의 일부를 형성하는 터빈 슈라우드 세그먼트와, 상기 유지 링과 슈라우드 세그먼트 중 하나에 형성되고, 대체로 축방향으로 또한 상기 유지 링과 슈라우드 세그먼트 중 다른 하나를 향해 개방된 캐비티(74)와, 상이한 재료의 복수층으로 형성되고 상기 캐비티에 대향하는 상기 제 1 및 제 2 표면 중 하나에 대해 순응적으로 결합하여 상기 면을 밀봉하는 시일 본체를 구비하는, 상기 캐비티내의 순응적 시일을 포함하는 터빈이 제공된다.
본 발명의 다른 양호한 실시예에 따르면, 대체로 축방향으로 향하는 제 1 표면을 가지며 터빈 스테이지의 일부를 형성하는 터빈 노즐 유지 링과, 그것의 환상 어레이를 형성하며 상기 제 1 표면에 축방향으로 대향하는 제 2 표면을 갖는 복수의 터빈 슈라우드 세그먼트와, 상기 유지 링과 슈라우드 세그먼트 중 하나에 형성되고, 대체로 축방향으로 또한 상기 유지 링과 슈라우드 세그먼트 중 다른 하나를 향해 개방된 캐비티(74)와, 상이한 재료의 복수층(79, 80, 82, 84)으로 형성되고 상기 캐비티에 대향하는 상기 제 1 및 제 2 표면 중 하나에 대해 순응적으로 결합하여 상기 면을 밀봉하는 시일 본체를 구비하는, 상기 캐비티내의 순응적 시일(70)을 포함하는 가스 터빈이 제공된다.
이하 도 1을 참조하면, 가스 터빈[포괄적으로 참조 부호(10)로 지시됨]의 터빈 섹션의 대표적인 예가 도시되어 있다. 터빈(10)은 환형의 고온 가스 경로(14)를 따라 유동하도록 고온 가스를 전이 부재(transition piece)(12)를 통해 전달하는 환형 어레이의 연소기(도시되지 않음)로부터 고온 연소 가스를 수용한다. 터빈 스테이지는 고온 가스 경로(14)를 따라 배치된다. 각각의 스테이지는 터빈 로터상에 장착되어 그것의 일부를 형성하는 복수의 원주방향으로 이격된 버킷과, 환형 어레이의 노즐을 형성하는 복수의 원주방향으로 이격된 스테이터 베인을 포함한다. 예를 들면, 제 1 스테이지는 제 1 스테이지 로터 휠(18)상에 장착된 복수의 원주방향으로 이격된 버킷(16)과, 복수의 원주방향으로 이격된 스테이터 베인(20)을 포함한다. 유사하게, 제 2 스테이지는 로터 휠(24)상에 장착된 복수의 버킷(22)과, 복수의 원주방향으로 이격된 스테이터 베인(26)을 포함한다. 예를 들어 제 3 스테이지 로터 휠(30)상에 장착된 복수의 원주방향으로 이격된 버킷(28)과, 복수의 원주방향으로 이격된 스테이터 베인(32)으로 구성된 제 3 스테이지와 같은 추가적인 스테이지가 제공될 수도 있다. 스테이터 베인(20, 26, 32)은 터빈 케이싱상에 장착되어 그에 고정되는 반면에, 버킷(16, 22, 28) 및 휠(18, 24, 32)은 터빈 로터의 일부를 형성한다는 것은 이해될 것이다. 로터 휠 사이에는 또한 터빈 로터의 일부를 형성하는 스페이서(34, 36)가 있다. 버킷(16, 22, 28)의 반경방향 외측에 각각 환상 어레이의 슈라우드 세그먼트(35, 37, 39)가 제공되어 버킷 주위에 환상 슈라우드를 형성하며, 부분적으로 터빈을 통과하는 유동 경로를 규정한다.
터빈의 제 1 스테이지를 참조하면, 제 1 스테이지 노즐을 형성하는 스테이터 베인(20)은, 각각 터빈 케이싱으로부터 지지되는 내측 밴드(38)와 외측 밴드(40) 사이에 배치된다. 주지된 바와 같이, 제 1 스테이지의 노즐은 복수의 노즐 세그먼트(41)(도 1 및 도 3)로 형성되며, 각각의 노즐 세그먼트(41)는 내측 및 외측 밴드부 사이에서 연장되고 환형 어레이의 세그먼트로 배열되는 1개, 바람직하게는 2개의 스테이터 베인을 장착한다. 터빈 케이싱에 연결된 노즐 유지 링(42)은 외측 밴드에 결합되며, 제 1 스테이지 노즐을 고정한다. 제 1 스테이지 노즐의 내측 밴드(38)의 반경방향 내측의 노즐 지지 링(44)은 내측 밴드(38)와 결합한다.
전술된 바와 같이, 노즐 유지 링과 슈라우드 세그먼트는 부적절한 설치 및/또는 보수의 결과로 누출 갭 또는 경로를 형성할 수 있다. 누출 경로를 금지하거나 또는 방지하기 위해, 노즐 링과 슈라우드 세그먼트 사이 예컨대 노즐 유지 링(42)과 슈라우드 세그먼트(35) 사이의 밀봉을 위한 순응적 직조 관형 시일이 제공된다. 도 2를 참조하면, 시일(70)은 각각 노즐 링과 슈라우드 세그먼트의 축방향으로 대향하는 표면(76, 78) 중 하나내에 형성된 캐비티(74)내에 배치된 순응적 시일 본체(72)를 구비한다. 도시된 바와 같이, 바람직하게는, 캐비티(74)가 슈라우드 세그먼트내에 형성된다. 캐비티는 원호형상이며 노즐 링과 슈라우드 세그먼트 사이를 밀봉하도록 완전 360°연장한다.
시일 본체(72)는 바람직하게는 고형의 링으로 구성되며, 도 3에 도시된 바와 같이, 이 고형의 링은 비압축된 상태에서 원형 단면을 갖는다. 시일 본체(72)는 복수층의 재료로 형성된다. 바람직하게는, 최내측 층(79)은 스테인리스강 재료로 형성된 직조된 금속 코어로 구성된다. 금속 코어(79)를 둘러싸는 것은 환상 층의 섬유 바람직하게는 실리카 섬유(80)이다. 실리카 섬유(80)를 둘러싸는 것은 바람직하게는 스테인리스강으로 형성된 금속 호일(82)이다. 마지막으로, 시일 본체(72)에 대한 외측 커버(84)는 금속 편조 재료, 바람직하게는 Haynes 188과 같은 편조 강 재료를 포함한다. 복합 관형 직조 시일(70)은 측방향으로 순응하며, 즉 링의 축선에 대응하는 방향으로의 압축시 그 원형 단면 형상으로 복귀하도록 바이어스되거나 또는 예압(preload)을 받는다.
도 2에 도시된 바와 같이, 캐비티(74)는 시일 본체(70)보다 약간 큰 반경방향의 폭을 갖는다. 그러나, 캐비티의 깊이는 시일 본체의 직경에 못미치거나 그보다 짧다. 결과적으로, 캐비티(74)내로의 시일 본체의 설치시 또는 노즐 유지 링(42)과 슈라우드 세그먼트(35)의 정합시, 복합 관형 직조 시일은 캐비티(74)의 베이스와 노즐 유지 링(42)의 표면(76) 사이에서 순응적으로 찌부러진다. 그 결과, 갭을 생성하는 노즐 유지 링(42)과 슈라우드 세그먼트(35) 사이의 임의의 상대 운동시, 복합 관형 직조 시일(70)은 팽창하여 그 순응적 특성에 기인하여 축방향으로 대향하는 표면(76, 78) 사이에 시일을 형성한다. 직조 금속 코어(79)는 내열성 실리카 층과 조합하여 시일 본체가 그 원형 단면 형태로 복귀하는 경향이 있도록 한다. 금속 호일 층(82)은 시일(70)을 지나는 누출을 방지한다. 내마모 외측 편조는 보호 커버와 마모 표면으로서 작용한다.
바람직하게는, 시일 본체(72)는 90°또는 180°길이로 제공된다. 그 결과, 시일(70)은 인접한 슈라우드 세그먼트 사이에 걸친다. 시일(70)의 순응적 특성은 노즐 유지 링(42)과 슈라우드 세그먼트(35) 사이의 갭을 효과적으로 밀봉한다.
본 발명이 현재 가장 실제적이고 바람직한 실시예로 고려되는 것과 관련하여 설명되었지만, 본 발명은 개시된 실시예에만 제한되지 않으며, 오히려 첨부된 특허청구범위의 사상 및 범위내에 포함되는 다양한 변형 및 균등한 구성을 커버하도록 의도됨을 이해할 것이다.
본 발명에 따르면, 노즐 유지 링과 슈라우드 세그먼트의 뒤틀림을 견디며, 누출을 제거하고, 당해 밀봉 위치에서의 시일의 강인성을 향상시키도록, 터빈의 스테이지의 노즐 링과 슈라우드 사이를 효과적으로 밀봉할 수 있다.

Claims (11)

  1. 터빈에 있어서,
    대체로 축방향으로 향하는 제 1 표면(76)을 가지며 터빈 스테이지의 일부를 형성하는 터빈 노즐 유지 링(42)과,
    상기 제 1 표면에 축방향으로 대향하는 제 2 표면(78)을 가지며 상기 터빈 스테이지의 일부를 형성하는 터빈 슈라우드 세그먼트(35)와,
    상기 유지 링과 상기 슈라우드 세그먼트 중 하나에 형성되고, 상기 유지 링과 상기 슈라우드 세그먼트 중 다른 하나를 향해서 대체로 축방향으로 개방되는 캐비티(74)와,
    상기 캐비티에 대향하는 상기 제 1 및 제 2 표면 중 하나에 대해 순응적으로 결합하여 상기 표면을 밀봉하기 위해, 상이한 재료의 복수층(79, 80, 82, 84)으로 형성되는 시일 본체를 구비하는 상기 캐비티내의 순응적 시일(70)을 포함하며,
    상기 시일 본체의 재료는 직조 금속 코어(79), 섬유(80), 금속 호일(82) 및 보호 금속층(84)을 포함하는
    터빈.
  2. 제 1 항에 있어서,
    상기 캐비티와 상기 시일 본체는 상기 터빈의 축을 중심으로 원주방향으로 원호형인
    터빈.
  3. 삭제
  4. 제 1 항에 있어서,
    상기 직조 금속 코어(79)는 내측 직조 금속 코어이고, 상기 섬유(80)는 실리카 섬유이며, 상기 보호 금속층(84)은 외측 편조 금속 보호층(84)인
    터빈.
  5. 제 1 항에 있어서,
    상기 캐비티는 상기 제 2 표면(78)내에 형성되며, 상기 시일 본체는 상기 제 1 표면과 순응적으로 결합하는
    터빈.
  6. 가스 터빈에 있어서,
    대체로 축방향으로 향하는 환형 제 1 표면(76)을 가지며 터빈 스테이지의 일부를 형성하는 터빈 노즐 유지 링(42)과,
    환상 어레이 및 상기 제 1 표면에 축방향으로 대향하는 환형 제 2 표면(78)을 형성하는 복수의 터빈 슈라우드 세그먼트(35)와,
    상기 제 1 및 제 2 표면(76, 78) 중 하나에 형성되고, 상기 제 1 및 제 2 표면 중 다른 하나를 향해서 대체로 축방향으로 개방되는 환형 캐비티(74)와,
    상기 캐비티에 대향하는 상기 제 1 및 제 2 표면 중 다른 하나에 대해 순응적으로 결합하여 상기 표면을 밀봉하기 위해, 상이한 재료의 복수층으로 형성되는 시일 본체(72)를 구비하는 상기 캐비티내의 순응적 시일(70)을 포함하며,
    상기 시일 본체의 재료는 직조 금속 코어(79), 섬유(80), 금속 호일(82) 및 보호 금속층(84)을 포함하는
    가스 터빈.
  7. 삭제
  8. 제 6 항에 있어서,
    상기 직조 금속 코어(79)는 내측 직조 금속 코어이고, 상기 섬유(80)는 실리카 섬유이며, 상기 보호 금속층(84)은 외측 편조 금속 보호층인
    가스 터빈.
  9. 제 6 항에 있어서,
    상기 캐비티는 상기 제 2 표면(78)내에 형성되며, 상기 시일 본체는 상기 제 1 표면과 순응적으로 결합하는
    가스 터빈.
  10. 제 6 항에 있어서,
    상기 캐비티는 상기 제 2 표면(78)내에 형성되며, 상기 시일 본체는 상기 제 1 표면과 순응적으로 결합하며, 상기 직조 금속 코어(79)는 중앙 내측 직조 금속 코어이고, 상기 섬유(80)는 상기 코어(79)를 둘러싸는 실리카 섬유(80)이며, 상기 금속 호일(82)은 상기 섬유를 둘러싸는 금속 호일이고, 상기 보호 금속층(84)은 외측 편조 금속 보호층인
    가스 터빈.
  11. 터빈에 있어서,
    대체로 축방향으로 향하는 제 1 표면(76)을 가지며 터빈 스테이지의 일부를 형성하는 터빈 노즐 유지 링(42)과,
    상기 제 1 표면에 축방향으로 대향하는 제 2 표면(78)을 가지며 상기 터빈 스테이지의 일부를 형성하는 터빈 슈라우드 세그먼트(35)와,
    상기 유지 링과 상기 슈라우드 세그먼트 중 하나에 형성되고, 상기 유지 링과 상기 슈라우드 세그먼트 중 다른 하나를 향해서 대체로 축방향으로 개방되는 캐비티(74)와,
    상기 캐비티에 대향하는 상기 제 1 및 제 2 표면 중 하나에 대해 순응적으로 결합하여 상기 표면을 밀봉하기 위해, 상이한 재료의 복수층(79, 80, 82, 84)으로 형성되는 시일 본체를 구비하는 상기 캐비티내의 순응적 시일(70)을 포함하며,
    상기 캐비티는 상기 제 2 표면내에 형성되며, 상기 시일 본체는 상기 제 1 표면과 순응적으로 결합하는
    터빈.
KR1020020084835A 2001-12-28 2002-12-27 가스 터빈 KR100818821B1 (ko)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US10/029,216 US6609886B2 (en) 2001-12-28 2001-12-28 Composite tubular woven seal for gas turbine nozzle and shroud interface
US10/029,216 2001-12-28

Publications (2)

Publication Number Publication Date
KR20030057409A KR20030057409A (ko) 2003-07-04
KR100818821B1 true KR100818821B1 (ko) 2008-04-01

Family

ID=21847863

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1020020084835A KR100818821B1 (ko) 2001-12-28 2002-12-27 가스 터빈

Country Status (5)

Country Link
US (1) US6609886B2 (ko)
EP (1) EP1323957B1 (ko)
JP (1) JP4139212B2 (ko)
KR (1) KR100818821B1 (ko)
DE (1) DE60215109T2 (ko)

Families Citing this family (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6742988B2 (en) * 2002-10-30 2004-06-01 General Electric Company Composite tubular woven seal for steam turbine diaphragm horizontal joint interfaces
US7152864B2 (en) 2003-10-02 2006-12-26 Alstom Technology Ltd. Seal assembly
US7562880B2 (en) * 2004-02-09 2009-07-21 Siemens Energy, Inc. Seal usable between thermally movable components
US7188477B2 (en) * 2004-04-21 2007-03-13 United Technologies Corporation High temperature dynamic seal for scramjet variable geometry
US7094026B2 (en) * 2004-04-29 2006-08-22 General Electric Company System for sealing an inner retainer segment and support ring in a gas turbine and methods therefor
US7052234B2 (en) 2004-06-23 2006-05-30 General Electric Company Turbine vane collar seal
GB2434184B (en) * 2006-01-12 2007-12-12 Rolls Royce Plc A sealing arrangement
US20070237629A1 (en) * 2006-04-05 2007-10-11 General Electric Company Gas turbine compressor casing flowpath rings
DE102008057207A1 (de) * 2008-11-13 2010-05-27 Continental Mechanical Components Germany Gmbh Welleneinrichtung mit einer Dichtungsvorrichtung
US20110189008A1 (en) * 2010-01-29 2011-08-04 General Electric Company Retaining ring for a turbine nozzle with improved thermal isolation
US8613451B2 (en) 2010-11-29 2013-12-24 General Electric Company Cloth seal for turbo-machinery
US9534500B2 (en) 2011-04-27 2017-01-03 Pratt & Whitney Canada Corp. Seal arrangement for segmented gas turbine engine components
JP5997834B2 (ja) * 2012-04-27 2016-09-28 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ ガスタービンエンジンのシュラウドアセンブリおよびシール
US11125098B2 (en) 2019-09-11 2021-09-21 Raytheon Technologies Corporation Blade outer air seal with face seal

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4384822A (en) * 1980-01-31 1983-05-24 Motoren- Und Turbinen-Union Munchen Gmbh Turbine nozzle vane suspension for gas turbine engines
US4815933A (en) 1987-11-13 1989-03-28 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Nozzle flange attachment and sealing arrangement
US5657998A (en) * 1994-09-19 1997-08-19 General Electric Company Gas-path leakage seal for a gas turbine

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3894742A (en) * 1973-07-20 1975-07-15 Hitco Rope sealing means
US5301595A (en) * 1992-06-25 1994-04-12 General Motors Corporation High temperature rope seal type joint packing
US5372476A (en) * 1993-06-18 1994-12-13 General Electric Company Turbine nozzle support assembly
US6039325A (en) * 1996-10-17 2000-03-21 The United States Of America As Represented By The Administrator Of National Aeronautics And Space Administration Resilient braided rope seal
US6076835A (en) * 1997-05-21 2000-06-20 Allison Advanced Development Company Interstage van seal apparatus

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4384822A (en) * 1980-01-31 1983-05-24 Motoren- Und Turbinen-Union Munchen Gmbh Turbine nozzle vane suspension for gas turbine engines
US4815933A (en) 1987-11-13 1989-03-28 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Nozzle flange attachment and sealing arrangement
US5657998A (en) * 1994-09-19 1997-08-19 General Electric Company Gas-path leakage seal for a gas turbine

Also Published As

Publication number Publication date
JP2003227356A (ja) 2003-08-15
DE60215109D1 (de) 2006-11-16
EP1323957B1 (en) 2006-10-04
US6609886B2 (en) 2003-08-26
DE60215109T2 (de) 2007-05-16
EP1323957A3 (en) 2004-01-28
JP4139212B2 (ja) 2008-08-27
EP1323957A2 (en) 2003-07-02
KR20030057409A (ko) 2003-07-04
US20030123978A1 (en) 2003-07-03

Similar Documents

Publication Publication Date Title
KR100818821B1 (ko) 가스 터빈
US8221062B2 (en) Device and system for reducing secondary air flow in a gas turbine
JP4139213B2 (ja) ガスタービンノズルとシュラウドとの接合面のためのシール
US5480162A (en) Axial load carrying brush seal
US8573603B2 (en) Split ring seal with spring element
US20060082074A1 (en) Circumferential feather seal
JP4301394B2 (ja) 圧縮機の内側吐出ケース用の複合管状ウーブンコンプライアントシール
JP4357834B2 (ja) ガスタービンにおける弦ヒンジシールのための補助シール
CN101684736A (zh) 用于涡轮机械的护罩
CN103052766A (zh) 具有片密封件的涡轮机的部件以及用于进行密封以防止导流片与承载元件之间泄漏的方法
JP4293419B2 (ja) ガスタービンにおける弦ヒンジシールのための補助シール
US10280777B2 (en) System and method including a circumferential seal assembly to facilitate sealing in a turbine
KR100747839B1 (ko) 터빈
CN115485451A (zh) 涡轮组件以及设置有这种组件的气体涡轮发动机
KR100821399B1 (ko) 증기 터빈
EP1559873A2 (en) Sealing arrangement for turbomachinery
JP2004190678A (ja) ブレーデッド・ロープシールを使用した蒸気タービンノズルフックの漏洩のシール
KR101930632B1 (ko) 브러시 실 어셈블리
EP3851642B1 (en) Combustor to vane sealing assembly and method of forming same
CN112840105A (zh) 涡轮的密封

Legal Events

Date Code Title Description
A201 Request for examination
E902 Notification of reason for refusal
E902 Notification of reason for refusal
E701 Decision to grant or registration of patent right
GRNT Written decision to grant
FPAY Annual fee payment

Payment date: 20120312

Year of fee payment: 5

FPAY Annual fee payment

Payment date: 20130311

Year of fee payment: 6

LAPS Lapse due to unpaid annual fee