NO763537L - - Google Patents
Info
- Publication number
- NO763537L NO763537L NO763537A NO763537A NO763537L NO 763537 L NO763537 L NO 763537L NO 763537 A NO763537 A NO 763537A NO 763537 A NO763537 A NO 763537A NO 763537 L NO763537 L NO 763537L
- Authority
- NO
- Norway
- Prior art keywords
- cavity
- air
- nozzles
- accordance
- machine
- Prior art date
Links
- 239000007789 gas Substances 0.000 claims description 18
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 claims description 5
- 238000000034 method Methods 0.000 claims description 4
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 4
- 239000002245 particle Substances 0.000 description 4
- 239000012528 membrane Substances 0.000 description 3
- 230000002411 adverse Effects 0.000 description 2
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 2
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 2
- 238000007789 sealing Methods 0.000 description 2
- 239000000243 solution Substances 0.000 description 2
- 230000015556 catabolic process Effects 0.000 description 1
- 230000006835 compression Effects 0.000 description 1
- 238000007906 compression Methods 0.000 description 1
- 238000006731 degradation reaction Methods 0.000 description 1
- 230000001066 destructive effect Effects 0.000 description 1
- 238000002347 injection Methods 0.000 description 1
- 239000007924 injection Substances 0.000 description 1
- 238000005086 pumping Methods 0.000 description 1
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
- F01D11/04—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages by non-contact sealings, e.g. of labyrinth type using sealing fluid, e.g. steam
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Sealing Using Fluids, Sealing Without Contact, And Removal Of Oil (AREA)
Description
Fremgangsmåte og anordning ved tetning
i en maskin med roterende deler.
Den foreliggende oppfinnelse vedrører en fremgangsmåte og en anordning ved tetning av en strømningsbane for et medium i en maskin med roterende deler.
Design og konstruksjon av effektive maskiner med roterende deler, særlig av gassturbinmotorer, har historisk krevd nøyaktig begrensning av arbeidsmediumgassene til maskinens strømningsbane for å bevare aerodynamiske egenskaper og for å beskytte maskinens indre komponenter mot termisk nedbrytning.
Typiske konstruksjonsdetaljer i et område radialt innad for arbeidsmediumstrømningsbanen i en gassturbinmotor er vist i US-patentskrift 3.515.112. I en konstruksjon av typen ifølge dette patentskrift hindres radialt innadrettet strømning av arbeidsmediumgasser til de indre områder av maskinen ved å la luft strømme utad mellom maskinens stator eller stasjonære element og rotoren eller det roterende element. Luften som strømmer utad benevnes utblåsningsluft og tilføres til hulrommet med et trykk som er større enn trykket til de lokale arbeidsmediumgasser i strømningsbanen. Utblåsningsluftens strømningshastighet gjennom hulrommet er bestemt av den minimiserte kombinasjon av trykkfor-skjell og strømningsareal mellom utblåsningstilførselen og strøm-ningsbanen. Dersom f.eks. de minimiserte strømningsbetingelser i konstruksjonen ifølge ovennevnte patentskrift foreligger tvers over dens labyrinttetning, vil strømningshastigheten tvers over tetningen bestemme strømningshastigheten gjennom hulrommet. Dersom de minimiserte betingelser for trykkdifferanse og areal foreligger tvers over den smale passasje mellom de innbyrdes roterende
komponenter ved platekanten, vil tilsvarende strømningshastigheten gjennom hulrommet bli begrenset av strømningshastigheten gjennom
kanalen.
Inne i hulrommet pumpes utblåsningsluften ved det roterende element radialt utad som reaksjon på friksjonskrefter mellom luften og rotorens radialt utadragende flater. Dersom pumpingen overskrider hastigheten for tilførsel av utblåsningsluften til labyrinttetningen, dannes det en sirkulasjonssone i hulrommet. Overskuddet av pumpet luft i forhold til utblåsningsluften tvin-ges tvers over kanalen som fører til arbeidsmediumstrømnings-banen og radialt innad langs det stasjonære element. Når den sirkulerende luft beveger seg over kanalen iblandes en del av arbeidsmediumgassene luften i hulrommet og sirkuleres sammen med denne. Når dette inntreffer, øker temperaturen til luften i hulrommet, og holdbarheten til de lokale komponenter påvirkes ugunstig.
Det søkes stadig etter nye løsninger for maskiner med roterende deler for å minimisere ytelsestapene som vilkårlig påføres maskinen, ved å la betydelige mengder utblåsningsluft strømme mellom de innbyrdes roterende deler for å hindre iblanding av arbeidsmediumgassene.
Et primært formål med den foreliggende oppfinnelse er å bedre virkningsgraden for gassturbinmotorer. Ett mål er å minimisere mengden utblåsningsluft som er nødvendig for å hindre at arbeidsmediumgasser kommer inn i de indre hulrom. For å nå dette mål er det ønskelig med en reduksjon av den radiale ut-strømning av luft gjennom ulike grensesjikt, og ifølge et trekk tas det sik'te på å vende den radiale trykkgradient som vanligvis utøves mot grensesjiktet av indre trykkrefter inne i hulrommet. Et dermed forbundet formål er å øke klaringen mellom det stasjonære og det roterende element i maskinen uten å innvirke negativt på ytelse eller holdbarhet.
Ifølge oppfinnelsen akselereres luft i hulrommet mellom
et roterende element og et stasjonært element i en maskin med roterende deler til en tangential hastighet som er omtrent lik den tangentiale hastigheten for det roterende element i en tilsvarende radial stilling.
Et primært trekk ved oppfinnelsen er en luftinnsprøytings-dyse som er orientert slik at luften som strømmer ut fra den strømmer i rotasjonsretningen for det roterende element. Ifølge en utførelsesform er dysen avfaset innover slik at det tilføres en innadrettet hastighetskomponent til luften som strømmer gjennom den. Et annet trekk er den betydelige klaring mellom det roterende element og det stasjonære element i maskinen ved hul-
rommets ytre ende.
En prinsipiell fordel med oppfinnelsen er økt syklus-effektivitet, noe som er et resultat av en reduksjon av mengden utblåsningsluft som må strømme gjennom hulrommet for å hindre iblanding av arbeidsmediumgasser. Dessuten er klaringen mellom det roterende og det stasjonære element i gassturbinmotoren økt i området ved skivekanten for å sikre at destruktiv påvirkning mellom de innbyrdes roterende elementer ikke opptrer. Komponent-enes holdbarhet ved hulrommet økes ved en reduksjon av temperaturen i hulrommet når iblandingen av mediumgasser stoppes.
Oppfinnelsen vil bli nærmere forklart i det etterfølgende under henvisning til de medfølgende tegninger, hvori: Fig. 1 viser et forenklet tverrsnitt av et parti av tur-binseksjonen i en gassturbinmotor.
Fig. 2 viser et snitt langs linjen 2-2 i fig. 1.
Fig. 3 er et diagram som viser forholdet mellom radius og tangential hastighet for luften i det midtre område av hulrommet. Fig. 4 er et diagram som viser forholdet mellom radius og luftstrømningshastighet gjennom grensesjiktet opptil det roterende element.
En gassturbinmotor er en typisk maskin med roterende deler hvor oppfinnelsen fordelaktig kan anvendes. Et parti av en slik motors turbinseksjon er vist i fig. 1. Statorenheten er dannet
r
av et sylindrisk hus hvorfra det rager innad én eller flere rekker skovler 16. En membran 18 løper radialt innover fra skovlene. Rotorenheten består av minst én skive 2 0 hvorfra det rager utover en rekke rotorblader 22. En av skivens sideflater 24 vender mot membranen, men er atskilt fra denne. Et hulrom 26 er dannet mellom denne sideflate og membranen 18. En labyrinttetning 28 stenger den radialt indre ende av hulrommet. Rekken av blader og skovler er anordnet alternerende tvers over en ring-formet strømningsbane 3 0 som avgrenser hulrommets 2 6 ytre ende radialt. En kanal 32 løper mellom hulrommet og strømningsbanen. Strømningsbanen 30 fører arbeidsmediumgassene, som inneholder forbrenningsprodukter fra et forbrenningskammer 34, aksialt nedstrøms gjennom motoren. Et antall dyser 36, som fremgår bedre av fig. 2, er anordnet langs omkretsen av kanalen 32. Relativt kald luft kan strømme til dysene fra motorens kompresjonsseksjon gjennom rørorganer 38. Hver dyse har et nitti graders bend i rotorens rotasjonsretning.
Ved drift av motoren strømmer luften gjennom dysene 3 6 og ut av disse tangentialt i forhold til rotorens rotasjonsretning, noe som bevirker at luften i hulrommet 26 hvirvler. I ideell til-stand akselereres hvirvelluften til den tangentiale hastigheten for skivesideflaten 24 på et tilsvarende radialt sted. Drift under ideelle betingelser hindrer som diskutert nedenfor radial utstrømning av luft gjennom skivegrensesjiktet.
Som nevnt ovenfor føres ved kjente løsninger relativt kald luft gjennom hulromme£ 26 for utblåsning av varme mediumgasser fra dette. Utblåsningsluftens strømningshastighet må være større enn strømningshastigheten for luften som pumpes radialt gjennom skivegrensesjiktet for stort sett å eliminere iblanding. Med fordel reduseres den mengde utblåsningsluft som er nødvendig for å hindre iblanding ved fornuftig bruk av utblåsningsluften for å minske strømningshastigheten til luft som pumpes gjennom grensesjiktet.
En reduksjon av strømningshastigheten i grensesjiktet opp-nås ved forandring av nettosummen av de radiale krefter som virker på hver partikkel i grensesjiktet. Fenomener med frie og tvungne hvirvler benyttes for å oppnå denne reduksjon.
I et strømningsfelt med frie hvirvler, som er kjennetegn-ende for luft i hulrommets 26 sentrale område, er den radiale trykkgradient i størrelse lik, men motsatt rettet den radiale akselerasjon som virker på hver partikkel:
hvor P er luftens densitet,
^ er den radiale.trykkgradient, og dP
a er den radiale akselerasjon.
Den radiale akselerasjon kan uttrykkes ved hjelp av tangentialhastighet og radius:
hvor V"Ter luftens tangentialhastighet, og r er radius fra rotasjonssentrum til det lokale område.
Dersom den radiale trykkgradient i sentrum av hulrommet settes lik den radiale akselerasjon, kan gradienten uttrykkes ved hjelp av luftens lokale tangentialhastighet:
Den radiale trykkgradient i det sentrale område av hulrommet, dP utøves sideveis mot grensesjiktet ved sideflaten 24..
I motsetning til luften i det sentrale område av hulrommet, ut-settes imidlertid luften i grensesjiktet for tvungne hvirvler.
I felter med tvungne hvirvler er luftens tangentiale hastighet lik vinkelhastigheten til den tilstøtende konstruksjon:
hvor w er den tilstøtende konstruksjons vinkelhastighet.
Ved summering av de radiale krefter på en partikkel i grensesjiktet er den netto radiale kraft følgende:
hvor F er den netto radiale kraft pr. enhet masse på en partikkel i grensesjiktet.
Luft i hulrommet akselereres til en tangentialhastighet
(VT) som er lik den lokale tangentialhastighet (wr) for sideflaten 24 ved strømning av utblåsningsluft gjennom dysene 36.
Som resultat blir den netto radiale kraft i det lokale område av grensesjiktet null, og den radiale utstrømning av luft stopper.
Opphør av den radiale utstrømning i nærheten av kanalen 3 2 eliminerer resirkulasjon som vanligvis bevirker at en del av arbeidsmediumgassene kommer inn i hulrommet og muliggjør en tilsvarende reduksjon av utblåsningsluft som er nødvendig for å motvirke iblanding. Ifølge en utførelsesform er den radiale klaring mellom de innbyrdes roterende komponenter i labyrinttetningen redusert for å minske tilførselen av utblåsningsluft, selv om små mengder luft strømmer kontinuerlig for å begrense lufttemperaturen i hulrommet.
Som det fremgår av fig. 2 er hver av dysene skråstilt radialt innover ca 15° fra en tangentlinje. Denne skråstilling reduserer aerodynamiske forstyrrelser forårsaket av baksiden av en tilstøtende dyse. Skråstilling av dysene aksialt innover i for- hold til motorens akse kan bevirke en liknende fordel. Det vesent-lige trekk ved hver dyse er imidlertid å bevirke tangential hvirvling av luften i hulrommet. Dessuten kan enhver anordning som
er i stand til å frembringe tangential hvirvling slik som be-skrevet ovenfor anvendes istedenfor dysene ifølge den foretrukne utførelsesform.
Claims (7)
1. Fremgangsmåte til hindring av innføring av arbeidsmediumgasser fra en strømningsbane for en maskin med roterende deler innad i et hulrom som befinner seg radialt innenfor arbeidsmed-iets strø mningsbane, mellom maskinens roterende og stasjonære elementer, karakterisert ved at luft føres tangentialt inn i hulrommets radialt ytre ende for akselerering av luften i hulrommet til en tangential hastighet som er stort sett lik rotorens tangentialhastighet på et tilsvarende radialt sted.
2. Apparat for utførelse av fremgangsmåten ifølge krav 1, karakterisert ved en hvirvelanordning for akselerasjon av luft i et hulrom til en tangential hastighet som er omtrent lik et roterende elements tangentiale hastighet på et tilsvarende sted.
3. Apparat i samsvar med krav 2, karakterisert ved at hvirvelanordningen omfatter et antall dyser som er anbrakt langs omkretsen av hulrommet og som er innrettet til å lede luft som strømmer gjennom dem under bruk av motoren i stort sett tangential retning.
4. Apparat i samsvar med krav 3, karakterisert ved at dysene løper fra det stasjonære element.
5. Apparat i samsvar med krav 3 eller 4, karakterisert ved at dysene er skråstilt radialt innover.
6. Apparat i samsvar med krav 5, karakterisert ved at dysene er skråstilt ca 15° i forhold til en tangentlinje.
7. Apparat i samsvar med krav 3 eller 4, karakterisert ved at dysene er skråstilt aksialt bakover i forhold til rotasjonsmaskinens lengdeakse.
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US05/624,205 US3980411A (en) | 1975-10-20 | 1975-10-20 | Aerodynamic seal for a rotary machine |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
NO763537L true NO763537L (no) | 1977-04-21 |
Family
ID=24501094
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
NO763537A NO763537L (no) | 1975-10-20 | 1976-10-18 |
Country Status (13)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US3980411A (no) |
JP (1) | JPS5252014A (no) |
BE (1) | BE846327A (no) |
CA (1) | CA1039327A (no) |
CH (1) | CH610059A5 (no) |
DE (1) | DE2640830A1 (no) |
FR (1) | FR2328846A1 (no) |
GB (1) | GB1510250A (no) |
IL (1) | IL50537A (no) |
IT (1) | IT1073083B (no) |
NL (1) | NL7610726A (no) |
NO (1) | NO763537L (no) |
SE (1) | SE410643B (no) |
Families Citing this family (14)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4236869A (en) * | 1977-12-27 | 1980-12-02 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine having bleed apparatus with dynamic pressure recovery |
US4291531A (en) * | 1978-04-06 | 1981-09-29 | Rolls-Royce Limited | Gas turbine engine |
US4247248A (en) * | 1978-12-20 | 1981-01-27 | United Technologies Corporation | Outer air seal support structure for gas turbine engine |
US4534701A (en) * | 1982-06-29 | 1985-08-13 | Gerhard Wisser | Rotor or guide wheel of a turbine engine with shroud ring |
US4627233A (en) * | 1983-08-01 | 1986-12-09 | United Technologies Corporation | Stator assembly for bounding the working medium flow path of a gas turbine engine |
US4708588A (en) * | 1984-12-14 | 1987-11-24 | United Technologies Corporation | Turbine cooling air supply system |
US4882902A (en) * | 1986-04-30 | 1989-11-28 | General Electric Company | Turbine cooling air transferring apparatus |
US4752185A (en) * | 1987-08-03 | 1988-06-21 | General Electric Company | Non-contacting flowpath seal |
US5181826A (en) * | 1990-11-23 | 1993-01-26 | General Electric Company | Attenuating shroud support |
US5245821A (en) * | 1991-10-21 | 1993-09-21 | General Electric Company | Stator to rotor flow inducer |
US6735956B2 (en) | 2001-10-26 | 2004-05-18 | Pratt & Whitney Canada Corp. | High pressure turbine blade cooling scoop |
US7591631B2 (en) * | 2006-06-30 | 2009-09-22 | United Technologies Corporation | Flow delivery system for seals |
US8935926B2 (en) | 2010-10-28 | 2015-01-20 | United Technologies Corporation | Centrifugal compressor with bleed flow splitter for a gas turbine engine |
US20140099190A1 (en) * | 2012-10-05 | 2014-04-10 | Solar Turbines Incorporated | Gas turbine engine turbine housing with enlongated holes |
Family Cites Families (15)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2463898A (en) * | 1944-11-24 | 1949-03-08 | Wright Aeronautical Corp | Turbine sealing construction |
US2919104A (en) * | 1953-12-02 | 1959-12-29 | Napier & Son Ltd | Interstage seals and cooling means in axial flow turbines |
GB766883A (en) * | 1953-12-23 | 1957-01-30 | Rolls Royce | Improvements relating to gas turbines |
US2988325A (en) * | 1957-07-18 | 1961-06-13 | Rolls Royce | Rotary fluid machine with means supplying fluid to rotor blade passages |
US3174719A (en) * | 1962-06-12 | 1965-03-23 | Dominion Eng Works Ltd | Francis turbines and centrifugal pumps |
FR1548541A (no) * | 1967-10-24 | 1968-12-06 | ||
US3565545A (en) * | 1969-01-29 | 1971-02-23 | Melvin Bobo | Cooling of turbine rotors in gas turbine engines |
US3619076A (en) * | 1970-02-02 | 1971-11-09 | Gen Electric | Liquid-cooled turbine bucket |
US3635586A (en) * | 1970-04-06 | 1972-01-18 | Rolls Royce | Method and apparatus for turbine blade cooling |
US3826084A (en) * | 1970-04-28 | 1974-07-30 | United Aircraft Corp | Turbine coolant flow system |
GB1350471A (en) * | 1971-05-06 | 1974-04-18 | Secr Defence | Gas turbine engine |
GB1364511A (en) * | 1971-08-11 | 1974-08-21 | Mo Energeticheskij Institut | Turbines |
US3768921A (en) * | 1972-02-24 | 1973-10-30 | Aircraft Corp | Chamber pressure control using free vortex flow |
US3832090A (en) * | 1972-12-01 | 1974-08-27 | Avco Corp | Air cooling of turbine blades |
US3936215A (en) * | 1974-12-20 | 1976-02-03 | United Technologies Corporation | Turbine vane cooling |
-
1975
- 1975-10-20 US US05/624,205 patent/US3980411A/en not_active Expired - Lifetime
-
1976
- 1976-06-23 CA CA255,493A patent/CA1039327A/en not_active Expired
- 1976-08-23 FR FR7625459A patent/FR2328846A1/fr active Granted
- 1976-09-07 CH CH1134676A patent/CH610059A5/xx not_active IP Right Cessation
- 1976-09-10 DE DE19762640830 patent/DE2640830A1/de not_active Withdrawn
- 1976-09-14 GB GB38042/76A patent/GB1510250A/en not_active Expired
- 1976-09-17 BE BE170723A patent/BE846327A/xx unknown
- 1976-09-20 SE SE7610388A patent/SE410643B/xx unknown
- 1976-09-23 IL IL50537A patent/IL50537A/xx unknown
- 1976-09-28 NL NL7610726A patent/NL7610726A/xx not_active Application Discontinuation
- 1976-10-14 JP JP51123385A patent/JPS5252014A/ja active Pending
- 1976-10-18 NO NO763537A patent/NO763537L/no unknown
- 1976-10-18 IT IT28421/76A patent/IT1073083B/it active
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
IL50537A0 (en) | 1976-11-30 |
JPS5252014A (en) | 1977-04-26 |
IT1073083B (it) | 1985-04-13 |
SE410643B (sv) | 1979-10-22 |
GB1510250A (en) | 1978-05-10 |
CH610059A5 (no) | 1979-03-30 |
US3980411A (en) | 1976-09-14 |
DE2640830A1 (de) | 1977-04-21 |
NL7610726A (nl) | 1977-04-22 |
SE7610388L (sv) | 1977-04-21 |
BE846327A (fr) | 1977-01-17 |
IL50537A (en) | 1979-03-12 |
CA1039327A (en) | 1978-09-26 |
FR2328846A1 (fr) | 1977-05-20 |
FR2328846B1 (no) | 1982-05-14 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
NO763537L (no) | ||
US4013376A (en) | Coolable blade tip shroud | |
US5352087A (en) | Cooling fluid ejector | |
US9938847B2 (en) | Turbine arrangement with improved sealing effect at a seal | |
US4103899A (en) | Rotary seal with pressurized air directed at fluid approaching the seal | |
US9938843B2 (en) | Turbine arrangement with improved sealing effect at a seal | |
GB2317652A (en) | Seal arrangement for gas turbine engine | |
US3825365A (en) | Cooled turbine rotor cylinder | |
US9771820B2 (en) | Gas turbine sealing | |
US3437313A (en) | Gas turbine blade cooling | |
US20160186664A1 (en) | Gas turbine sealing | |
US4453888A (en) | Nozzle for a coolable rotor blade | |
JPS5941011B2 (ja) | ガスタ−ビン | |
US3981609A (en) | Coolable blade tip shroud | |
JPH0416615B2 (no) | ||
US20170175557A1 (en) | Gas turbine sealing | |
US3756740A (en) | Turbine stage | |
US4008977A (en) | Compressor bleed system | |
JP2015129512A (ja) | 蒸気タービン及びその組立方法 | |
US3861821A (en) | Device for producing angular momentum in a flow of working fluid upstream of the first rotor blade of an axial-flow turbomachine | |
WO2019168590A1 (en) | Gas turbine engine with turbine cooling air delivery system | |
KR102468138B1 (ko) | 교차 유동을 이용한 에어 포일 구조를 갖는 가스 터빈 | |
KR102178916B1 (ko) | 터빈의 실링 모듈 및 이를 포함하는 발전용 터빈 장치 | |
JPS5915604A (ja) | 回転体シ−ル用流体の導入装置 |