PL195049B1 - Zespół uszczelniający silnika turbiny gazowej i człon uszczelniający stosowany w zespole uszczelniającym silnika turbiny gazowej - Google Patents
Zespół uszczelniający silnika turbiny gazowej i człon uszczelniający stosowany w zespole uszczelniającym silnika turbiny gazowejInfo
- Publication number
- PL195049B1 PL195049B1 PL98340922A PL34092298A PL195049B1 PL 195049 B1 PL195049 B1 PL 195049B1 PL 98340922 A PL98340922 A PL 98340922A PL 34092298 A PL34092298 A PL 34092298A PL 195049 B1 PL195049 B1 PL 195049B1
- Authority
- PL
- Poland
- Prior art keywords
- sealing
- adjacent
- support housing
- leg
- flange segments
- Prior art date
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
- F01D11/005—Sealing means between non relatively rotating elements
-
- 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
- F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
- F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
- F01D25/246—Fastening of diaphragms or stator-rings
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Gasket Seals (AREA)
Abstract
1. Zespól uszczelniajacy silnika turbiny gazowej, posiadajacego pierscieniowa obudowe podporowa turbiny oraz liczne segmenty kolnierzowe wsparte na wewnetrznej czesci promieniowej obudowy podpo- rowej, przy czym te segmenty kolnierzowe sa umieszczone obok siebie, tworzac wewnatrz obudo- wy pierscieniowy kolnierz, zawierajacy przyjmujace szczeliny, w których umieszczone sa czlony uszczel- niajace, usytuowane we wszystkich sasiadujacych koncach sasiednich segmentów kolnierzowych, znamienny tym, ze czlony uszczelniajace w przyj- mujacych szczelinach (63) maja elementy uszczel- niajace, które uszczelniaja szczeliny (53) pomiedzy sasiednimi koncami (65) sasiednich segmentów kolnierzowych (19) zarówno w kierunku promienio- wym, jak i w kierunku osiowym, zas na czlonach uszczelniajacych (55) oraz na dolnej czesci obudowy podporowej (21) znajduja sie wspóldzialajace zespo- ly przeciwobrotowe, zapobiegajace obrotowi seg- mentów kolnierzowych (19) wzgledem obudowy podporowej (21).PL 195 049 B1 2 PL PL PL PL
Description
Przedmiotem wynalazku jest zespół uszczelniający silnika turbiny gazowej i człon uszczelniający stosowany w zespole uszczelniającym silnika turbiny gazowej.
Jak wiadomo, zakończenia łopatek w wirniku w silniku turbiny gazowej otoczone są przez pierścieniowy kołnierz. Kołnierz ten jest zwykle wykonany z segmentów pierścienia, które umieszczone są obok siebie w celu otoczenia wirnika. Segmenty wsparte są przez zewnętrzną, pierścieniowatą obudową podporową turbiny. Segmenty kołnierzowe mają pomiędzy sobą niewielkie szczeliny. Powietrze chłodzące wprowadzane jest do przestrzeni pierścieniowej utworzonej pomiędzy obudową podporową turbiny a segmentami kołnierzowymi w celu chłodzenia segmentów kołnierzowych. Jednakże powietrze chłodzące może wyciekać promieniowo do wewnątrz z przestrzeni pierścieniowej pomiędzy szczelinami i może również wyciekać osiowo pomiędzy szczelinami i spomiędzy dolnego połączenia segmentów kołnierzowych z obudową podporową turbiny. Znane jest stosowanie w tym celu członów uszczelniających pomiędzy segmentami kołnierza a obudową podporową turbiny, które minimalizują przeciek powietrza chłodzącego zarówno promieniowo, jak i osiowo.
Ze zgłoszenia patentowego WO97/44570 jest znany człon uszczelniający, który uszczelnia szczelinę pomiędzy sąsiednimi segmentami okładziny kompresora w kierunku promieniowym.
Celem wynalazku jest opracowanie stosunkowo prostego i niedrogiego zespołu uszczelniającego, który zapewnia uszczelnienie segmentów kołnierzowych w kierunku zarówno promieniowym, jak i osiowym i który jednocześnie zapobiega osiowemu obrotowi segmentów kołnierzowych względem obudowy podporowej turbiny.
Zespół uszczelniający silnika turbiny gazowej, posiadającego pierścieniową obudowę podporową turbiny oraz liczne segmenty kołnierzowe wsparte na wewnętrznej części promieniowej obudowy podporowej, przy czym te segmenty kołnierzowe są umieszczone obok siebie, tworząc wewnątrz obudowy pierścieniowy kołnierz, zawierający przyjmujące szczeliny, w których umieszczone są człony uszczelniające, usytuowane we wszystkich sąsiadujących końcach sąsiednich segmentów kołnierzowych, według wynalazku charakteryzuje się tym, że człony uszczelniające w przyjmujących szczelinach mają elementy uszczelniające, które uszczelniają szczeliny pomiędzy sąsiednimi końcami sąsiednich segmentów kołnierzowych zarówno w kierunku promieniowym, jak i w kierunku osiowym, zaś na członach uszczelniających oraz na dolnej części obudowy podporowej znajdują się współdziałające zespoły przeciwobrotowe, zapobiegające obrotowi segmentów kołnierzowych względem obudowy podporowej. Człon uszczelniający zawiera L-kształtny pasek, posiadający długą odnogę, która jest umieszczona w sąsiednich szczelinach sąsiadujących końców sąsiednich segmentów kołnierzowych, uszczelniając szczelinę pomiędzy segmentami w kierunku promieniowym oraz krótką odnogę usytuowaną poprzecznie do długiej odnogi i umieszczoną w sąsiedztwie dolnej części segmentów kołnierzowych w sąsiedztwie szczeliny, uszczelniając szczelinę pomiędzy segmentami w kierunku osiowym.
Współdziałający zespół przeciwobrotowy zawiera przedłużenie usytuowane na swobodnym końcu krótkiej odnogi paskowego członu uszczelniającego, przebiegające promieniowo na zewnątrz poza segmenty kołnierzowe, gdy człon uszczelniający jest zamocowany w szczelinach w końcach segmentów kołnierzowych oraz skierowane promieniowo na zewnątrz wcięcie w wewnętrznej powierzchni obudowy podporowej, w które jest włożone to przedłużenie. Krótka odnoga członu uszczelniającego ma wystającą sprężynową odnogę, umieszczoną w jej sąsiedztwie, zaś w wewnętrznej części obudowy podporowej jest zamocowany rozszczepiony pierścień w sąsiedztwie sprężynowej odnogi dla jej odchylania, a tym samym dla odchylania krótkiej odnogi w stronę dolnej części segmentów kołnierzowych dla lepszego uszczelnienia szczeliny. W wewnętrznej części obudowy podporowej jest zamocowany rozszczepiony pierścień, umieszczony w sąsiedztwie dolnej części krótkiej odnogi członu uszczelniającego, przy czym pierścień ma występ, który opiera się o krótką odnogę, utrzymując ją przy dolnej części segmentów kołnierzowych. W wewnętrznej powierzchni obudowy podporowej jest zamocowany rozszczepiony pierścień, przy czym wewnętrzna powierzchnia górna pierścienia jest umieszczona przy dolnej części krótkiej odnogi członu uszczelniającego, zaś zewnętrzna część promieniowa wewnętrznej powierzchni zwęża się od krótkiej odnogi w kierunku promieniowym na zewnątrz.
Człon uszczelniający stosowany w zespole uszczelniającym silnika turbiny gazowej mającego szczeliny pomiędzy segmentami kołnierzowymi, wspartymi na wewnętrznej części obudowy podporowej silnika turbiny gazowej, według wynalazku charakteryzuje się tym, że człon uszczelniający jest w postaci paska blachy wygiętej na kształt długiej odnogi i krótkiej odnogi, wystającej poprzecznie od jednego końca długiej odnogi, przy czym krótka odnoga zawiera przedłużenie, zachodzące w obudowę podporową.
PL 195 049 B1
Przedłużenie wystaje promieniowo na zewnątrz z krótkiej odnogi. Od swobodnego końca krótkiej odnogi jest wygięta do tyłu sprężynowa odnoga, przykrywająca z odstępem krótką odnogę.
Zespół uszczelniający według wynalazku zawiera pasek uszczelniający, który ma kształt litery L z długą odnogą paska uszczelniającego przystosowaną do mocowania osiowo w szczelinach w sąsiednich końcach sąsiednich segmentów kołnierzowych w celu zapewnienia uszczelnienia w kierunku promieniowym i z krótką odnogą paska przebiegającą promieniowo w sąsiedztwie dolnej strony segmentów kołnierzowych, zapewniając uszczelnienie w kierunku osiowym szczeliny. Zespół przeciwobrotowy, umieszczony na krótkiej odnodze przebiega do promieniowego wcięcia utworzonego w obudowie naprzeciwko szczelin. Zespół ten zapobiega obrotowi segmentów kołnierzowych względem obudowy podporowej. Zaleca się, by zespół przeciwobrotowy zawierał przedłużenie krótszej odnogi.
Zespół uszczelniający według wynalazku jest przeznaczony do silnika turbiny gazowej, posiadającego pierścieniową obudowę podporową turbiny i wiele segmentów kołnierzowych wspartych promieniowo do wewnątrz na obudowie podporowej. Elementy kołnierzowe umieszczone są obok siebie, tworząc pierścieniowy kołnierz wewnątrz obudowy podporowej. W każdym z sąsiednich końców sąsiednich segmentów kołnierzowych znajdują się szczeliny przyjmujące człony uszczelniające. Człon uszczelniający służy do uszczelniania szczelin pomiędzy sąsiednimi końcami sąsiednich segmentów kołnierzowych zarówno w kierunku promieniowym jak i kierunku osiowym. Współdziałający zespół przeciwobrotowy na członie uszczelniającym oraz na dolnej części obudowy podporowej zapobiega obrotowi segmentów kołnierzowych względem obudowy podporowej.
Człon uszczelniający stosowany w silniku turbiny gazowej, posiadającym pierścieniową obudowę podporową turbiny oraz wiele segmentów kołnierzowych, wspartych wewnątrz obudowy podporowej, które to segmenty kołnierzowe umieszczone są obok siebie, tworząc pierścieniowy kołnierz wewnątrz obudowy podporowej według wynalazku zawiera L-kształtny pasek, posiadający dłuższą odnogę wkładaną do szczeliny przyjmującej człon uszczelniający w sąsiednich końcach sąsiednich segmentów kołnierzowych dla uszczelnienia szczeliny pomiędzy końcami tych segmentów w kierunku promieniowym i krótką odnogę, usytuowaną poprzecznie do długiej odnogi, uszczelniającą szczelinę pomiędzy końcami tych segmentów w kierunku osiowym. Człon uszczelniający posiada również na swej krótszej odnodze zespół przeciwobrotowy, przystosowany do współdziałania z zespołem na obudowie podporowej dla zapobiegania obwodowemu ruchowi segmentów kołnierzowych, gdy człon uszczelniający zamocowany jest na segmentach kołnierzowych.
Przedmiot wynalazku jest uwidoczniony w przykładzie wykonania na rysunku; fig. 1 przedstawia fragmentaryczny, osiowy przekrój poprzeczny wycinka turbiny z zespołem uszczelniającym według wynalazku, fig. 2 - rzut osiowy, częściowo w przekroju, zespołu uszczelniającego w kołnierzu, fig. 3 - rzut aksonometryczny członu uszczelniającego według wynalazku, fig. 4 - powiększony rzut osiowy szczegółu rozwiązania według wynalazku z usuniętym członem uszczelniającym, fig. 5 - powiększony rzut osiowy zespołu uszczelniającego, fig. 6 - widok szczegółu dolnego końca odmiany zespołu uszczelnienia według wynalazku, a fig. 7 - widok szczegółu dolnego końca następnej odmiany zespołu uszczelnienia według wynalazku.
Silnik turbiny gazowej 1, jak przedstawiono na fig. 1 i 2, posiada wirnik 3 z promieniowo usytuowanymi łopatkami 5 na zewnętrznej krawędzi 7. Wirnik 3 jest umieszczony pomiędzy sąsiednimi kierownicami 9 i 11. Pierścieniowy kołnierz 13 otacza wirnik 3, a jego wewnętrzna promieniowa powierzchnia 15 umieszczona jest w sąsiedztwie zakończeń 17 łopatek wirnika 5.
Pierścieniowy kołnierz 13 jest wykonany z segmentów kołnierzowych 19, które umieszczone są obok siebie, tworząc pierścień. Kołnierzowe segmenty 19 zamontowane są wewnątrz obudowy podporowej 21, która otacza wirnik 3. Współdziałający zespół mocujący znajduje się na segmentach kołnierzowych 19 i na obudowie podporowej 21 dla zamocowania segmentów kołnierzowych 19 wewnątrz obudowy podporowej 21. Zespół mocujący na obudowie podporowej 21 zawiera pierścieniową górną szczelinę 23 oraz pierścieniową dolną szczelinę 24, osiowo oddzieloną od górnej szczeliny 24, które to szczeliny tworzą żebra 25, 26 na wewnętrznej powierzchni 27 obudowy podporowej 21. Obie szczeliny 23, 24 otwierają się w kierunku osiowym. Współdziałający zespół mocujący na każdym segmencie kołnierza 19 zawiera kryzy 29, 31, wystające w górę od górnych powierzchni 33, 35 żeber 37, 39 na zewnętrznej powierzchni 41 segmentu kołnierzowego 19. Kryzy 29, 31 na segmentach kołnierzowych 19 pasują do szczelin 23, 24 na obudowie podporowej 21 dla zamocowania segmentów kołnierzowych 19. Pomiędzy segmentami kołnierzowymi 19 a obudową podporową 21 jest utworzona pierścieniowa komora 45 pomiędzy żebrami 37, 39 na segmentach kołnierzowych 19, do której może być wprowadzane powietrze chłodzące, jak wskazano przy pomocy strzałek A, z kanału chłodzącego 47
PL 195 049 B1 utworzonego na zewnątrz obudowy 21. Powietrze chłodzące przechodzi z kanału chłodzącego 47 do pierścieniowej komory chłodzącej 45 przez promieniowe otwory 49, utworzone w obudowie podporowej 21. Powietrze chłodzące chłodzi segmenty kołnierzowe 19 ogrzane gorącymi gazami przechodzącymi przez tor gorącego gazu, przedstawiony strzałką B. To powietrze chłodzące może jednak przeciekać z komory pierścieniowej 45 zarówno w kierunku promieniowym, jak i osiowym, jak przedstawiono przy pomocy strzałek C, przez szczeliny 53, utworzone pomiędzy segmentami kołnierzowymi 19. Te szczeliny 53 są utworzone w celu dostosowania się do rozszerzania segmentów kołnierzowych 19 w czasie pracy turbiny. W celu zminimalizowania przecieku, w zestawie kołnierzowym stosuje się uszczelki w celu uszczelnienia szczelin 53 pomiędzy segmentami kołnierzowymi 19. Według wynalazku opracowano człon uszczelniający 55, wykonany z paska blachy, który jest wygięty w kształt litery L, jak przedstawiono na fig. 3, w celu utworzenia długiej odnogi 57 oraz krótkiej odnogi 59 przy jednym końcu długiej odnogi 57, przebiegającej pod kątem prostym do długiej odnogi. Każdy z segmentów kołnierzowych 19 jest wyposażony w szczelinę 63 przy każdym końcu 65 segmentu, jak przedstawiono na fig. 4. Szczelina 63 przy każdym końcu przebiega do wewnątrz w kierunku osiowym od dolnej części 67 segmentu. Szczelina 63 przebiega również do wewnątrz od końca 65 w kierunku obwodowym. Szczelina 63 jest nieco dłuższa w kierunku osiowym od części 67 niż długość długiej odnogi 57 członu uszczelniającego 55 i ma szerokość nieco większą od połowy szerokości długiej odnogi 57 w kierunku obwodowym od końca 65 segmentu. Człon uszczelniający zamocowany jest przez włożenie jego długiej odnogi 57 do sąsiednich szczelin 63A, 63B w sąsiednich końcach 65A, 65B sąsiednich segmentów kołnierzowych 19A, 19B, jak przedstawiono na fig. 5. Długa odnoga 57 uszczelnia szczelinę 53 pomiędzy segmentami kołnierzowymi 19A, 19B, w kierunku promieniowym, a krótka odnoga 59, uszczelnia szczelinę 53 w dolnych częściach 67A, 67B segmentów kołnierzowych 19A, 19B, w kierunku osiowym.
Według wynalazku, człon uszczelniający 55 i obudowa podporowa 21 są wyposażone we współdziałający zespół przeciwobrotowy, zapobiegający obrotowi segmentów kołnierzowych 19 względem obudowy podporowej 21. Zespół przeciwobrotowy na członie uszczelniającym 55 zawiera przedłużenie 71 krótkiej odnogi 59 członu uszczelniającego 55 tak, że krótka odnoga 59 jest nieco dłuższa od grubości segmentów kołnierzowych 19. Współdziałający zespół przeciwobrotowy na obudowie podporowej 21 zawiera też wcięcie 73, ustawione promieniowo w linii z sąsiednimi szczelinami i przebiegające promieniowo na zewnętrz, w niewielkiej odległości od wewnętrznej powierzchni 75 obudowy podporowej 21 i osiowo w górę i promieniowo do wewnątrz od dolnej części 77 obudowy podporowej 21 tuż za dolną powierzchnią 89 segmentów kołnierzowych 19, jak przedstawiono na fig. 1. Gdy człon uszczelniający 55 jest zamontowany w szczelinach 63A, 63B, wówczas przedłużenie 71 na krótkiej odnodze 59 wystaje do wcięcia 73, utworzonego w obudowie podporowej 21 i zapobiega obrotowi segmentów kołnierzowych 19 względem obudowy podporowej 21. Zaleca się, by człon uszczelniający 55 miał zewnętrzny odcinek sprężynowej odnogi 81 utworzony jako całość z krótką odnogą 59 oraz jej integralnym przedłużeniem 71, umieszczony w pobliżu krótkiej odnogi 59 równolegle do niej, ale nie tak długi (fig. 5). Krótka odnoga 59, przedłużenie 71 i zewnętrzna sprężynowa odnoga 81 są utworzone jako całość z jednego kawałka materiału. Uchwyt rozszczepionego pierścienia 85 (fig. 5) jest zamocowany w sąsiedztwie zewnętrznej odnogi 81 w rowku 87 w wewnętrznej powierzchni 27 obudowy podporowej 21, w celu utrzymania członu uszczelniającego 55 w miejscu. Pierścień 85 odchyla zewnętrzną odnogę 81 osiowo w celu dociśnięcia krótkiej odnogi 59 do dolnej powierzchni 89 segmentów kołnierzowych 19. Człon uszczelniający 55 może być ukształtowany bez zewnętrznego odcinka sprężynowej odnogi 81. Zamiast niego można zastosować zespół odchylający w celu odchylenia krótkiej odnogi 59 członu uszczelniającego 55 w stronę segmentów kołnierzowych 19 utworzony przez zmodyfikowany rozszczepiony pierścień 85A.
Jak przedstawiono na fig. 6, rozszczepiony pierścień 85A może być wyposażony w występ 91, przebiegający osiowo w górę, przy czym występ 91 ma takie rozmiary, że wspiera się na krótkiej odnodze 59, dopychając ją mocno do segmentów kołnierzowych 19 w celu zamknięcia szczeliny 53 w kierunku osiowym, gdy pierścień 85A zamontowany jest w rowku 87 w obudowie podporowej 21.
Alternatywnie, bez zewnętrznego odcinka sprężynowej odnogi, zespół odchylający może zawierać, jak przedstawiono na fig. 7, rozszczepiony pierścień 85B, posiadający wewnętrzną powierzchnię 93, która dopycha mocno krótką odnogę 59 w celu uszczelnienia szczeliny. Zewnętrzna część promieniowa 95 wewnętrznej powierzchni 93 pierścienia 85B zwęża się od krótkiej odnogi 59.
Aczkolwiek powyżej przedstawiono tylko jedną postać współdziałającego zespołu przeciwobrotowego, to jednak oczywiste jest, że można zastosować inne postaci tego zespołu. Na przykład krótka
PL 195 049 B1 odnoga 59 mogłaby być wyposażona w wystającą na zewnątrz klapkę, o wiele węższą od krótkiej odnogi, która pasowałaby do wąskiego wcięcia utworzonego w obudowie podporowej 21 turbiny.
Claims (9)
1. Zespół uszczelniającysiinika turbiny gazowee posiadającego ρίθΓέοίθηίϋΛ^ obudowę podporową turbiny oraz liczne segmenty kołnierzowe wsparte na wewnętrznej części promieniowej obudowy podporowej, przy czym te segmenty kołnierzowe są umieszczone obok siebie, tworząc wewnątrz obudowy pierścieniowy kołnierz, zawierający przyjmujące szczeliny, w których umieszczone są człony uszczelniające, usytuowane we wszystkich sąsiadujących końcach sąsiednich segmentów kołnierzowych, znamienny tym, że człony uszczelniające w przyjmujących szczelinach (63) mają elementy uszczelniające, które uszczelniają szczeliny (53) pomiędzy sąsiednimi końcami (65) sąsiednich segmentów kołnierzowych (19) zarówno w kierunku promieniowym, jak i w kierunku osiowym, zaś na członach uszczelniających (55) oraz na dolnej części obudowy podporowej (21) znajdują się współdziałające zespoły przeciwobrotowe, zapobiegające obrotowi segmentów kołnierzowych (19) względem obudowy podporowej (21).
2. Zespół według 1, znamienny tym, że człon uszczelniający (55) zawiera L-kształtny pasek, posiadający długą odnogę (57), która jest umieszczona w sąsiednich szczelinach (63A, 63B) sąsiadujących końców (65A, 65B) sąsiednich segmentów kołnierzowych (19A, 19B), uszczelniając szczelinę (53) pomiędzy segmentami (19A, 19B) w kierunku promieniowym oraz krótką odnogę (59) usytuowaną poprzecznie do długiej odnogi (57) i umieszczoną w sąsiedztwie dolnej części (67) segmentów kołnierzowych (19A, 19B) w sąsiedztwie szczeliny (53), uszczelniając szczelinę (53) pomiędzy segmentami (19A, 19B) w kierunku osiowym.
3. Zespół według zas^z. 1, tym, że współdziałającyzespół przem/obrotowy zawiera przedłużenie (71) usytuowane na swobodnym końcu krótkiej odnogi (59) paskowego członu uszczelniającego (55), przebiegające promieniowo na zewnątrz poza segmenty kołnierzowe (19), gdy człon uszczelniający (55) jest zamocowany w szczelinach (63) w końcach (65) segmentów kołnierzowych (19) oraz skierowane promieniowo na zewnątrz wcięcie (73) w wewnętrznej powierzchni obudowy podporowej (21), w które jest włożone to przedłużenie (71).
4. Zespół według zas^z. 2 albo 3, tym, że krótka odnoga (59) czzonu uszczelniającego (55) ma wystającą sprężynową odnogę (81), umieszczoną w jej sąsiedztwie, zaś w wewnętrznej części obudowy podporowej (21) jest zamocowany rozszczepiony pierścień (85) w sąsiedztwie sprężynowej odnogi (81) dla jej odchylania, a tym samym dla odchylania krótkiej odnogi (59) w stronę dolnej części (67) segmentów kołnierzowych (19) dla lepszego uszczelnienia szczeliny (53).
5. Zespół według zassi^. 2 albo 3, tym, że w wewnętrznej części obudowy podporowej (21) jest zamocowany rozszczepiony pierścień (85A), umieszczony w sąsiedztwie dolnej części krótkiej odnogi (59) członu uszczelniającego (55), przy czym pierścień (85A) ma występ (91), który opiera się o krótką odnogę (59), utrzymując ją przy dolnej części (67) segmentów kołnierzowych (19).
6. Zespół według zas^z. 2 albo 3, znamienny tym, że w wewnętrznej powierzchni obudowy podporowej (21) jest zamocowany rozszczepiony pierścień (85B), przy czym wewnętrzna powierzchnia górna pierścienia (85B) jest umieszczona przy dolnej części krótkiej odnogi (59) członu uszczelniającego (55), zaś zewnętrzna część promieniowa (95) wewnętrznej powierzchni (93) zwęża się od krótkiej odnogi (59) w kierunku promieniowym na zewnątrz.
7. Czton uszczelniający stosowany w zespole uszczelniającym siinika tι^n^^^i(n/ gazowce mającego szczeliny pomiędzy segmentami kołnierzowymi, wspartymi na wewnętrznej części obudowy podporowej silnika turbiny gazowej, mamienny tym, że człon uszczelniający (55) jest w postaci paska blachy wygiętej na kształt długiej odnogi (57) i krótkiej odnogi (59), wystającej poprzecznie od jednego końca długiej odnogi (57), przy czym krótka odnoga (59) zawiera przedłużenie (71), zachodzące w obudowę podporową (21).
8. Czton uszczelniający według z^^si^^. 7, tym, że przedłużenie (711 wyssaje promieniowo na zewnątrz z krótkiej odnogi (59).
9. Czton uszczelniający według zas^z. 7 albo 8, znamienny tym, że od swobodnego końca krótkiej odnogi (59) jest wygięta do tyłu sprężynowa odnoga (81), przykrywająca z odstępem krótką odnogę (59).
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US08/986,000 US5971703A (en) | 1997-12-05 | 1997-12-05 | Seal assembly for a gas turbine engine |
PCT/CA1998/001114 WO1999030009A1 (en) | 1997-12-05 | 1998-12-01 | Seal assembly for a gas turbine engine |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
PL340922A1 PL340922A1 (en) | 2001-03-12 |
PL195049B1 true PL195049B1 (pl) | 2007-08-31 |
Family
ID=25531996
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
PL98340922A PL195049B1 (pl) | 1997-12-05 | 1998-12-01 | Zespół uszczelniający silnika turbiny gazowej i człon uszczelniający stosowany w zespole uszczelniającym silnika turbiny gazowej |
Country Status (9)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US5971703A (pl) |
EP (1) | EP1036255B1 (pl) |
JP (1) | JP2001526346A (pl) |
CA (1) | CA2312979C (pl) |
CZ (1) | CZ295662B6 (pl) |
DE (1) | DE69804010T2 (pl) |
PL (1) | PL195049B1 (pl) |
RU (1) | RU2000117861A (pl) |
WO (1) | WO1999030009A1 (pl) |
Families Citing this family (40)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US6402466B1 (en) * | 2000-05-16 | 2002-06-11 | General Electric Company | Leaf seal for gas turbine stator shrouds and a nozzle band |
JP2002213207A (ja) * | 2001-01-15 | 2002-07-31 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービン分割環 |
US6612809B2 (en) * | 2001-11-28 | 2003-09-02 | General Electric Company | Thermally compliant discourager seal |
US6821085B2 (en) * | 2002-09-30 | 2004-11-23 | General Electric Company | Turbine engine axially sealing assembly including an axially floating shroud, and assembly method |
US6918743B2 (en) * | 2002-10-23 | 2005-07-19 | Pratt & Whitney Canada Ccorp. | Sheet metal turbine or compressor static shroud |
DE10303340A1 (de) * | 2003-01-29 | 2004-08-26 | Alstom Technology Ltd | Kühleinrichtung |
US7147429B2 (en) * | 2004-09-16 | 2006-12-12 | General Electric Company | Turbine assembly and turbine shroud therefor |
US7334980B2 (en) * | 2005-03-28 | 2008-02-26 | United Technologies Corporation | Split ring retainer for turbine outer air seal |
EP1707749B1 (en) | 2005-03-28 | 2012-02-22 | United Technologies Corporation | Blade outer seal assembly |
US7374395B2 (en) * | 2005-07-19 | 2008-05-20 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Turbine shroud segment feather seal located in radial shroud legs |
US7600967B2 (en) * | 2005-07-30 | 2009-10-13 | United Technologies Corporation | Stator assembly, module and method for forming a rotary machine |
WO2007101757A1 (de) * | 2006-03-06 | 2007-09-13 | Alstom Technology Ltd | Gasturbine mit ringförmigem hitzeschild und abgewinkelten dichtungsstreifen |
FR2899273B1 (fr) * | 2006-03-30 | 2012-08-17 | Snecma | Dispositif de fixation de secteurs d'anneau sur un carter de turbine d'une turbomachine |
US20080025838A1 (en) * | 2006-07-25 | 2008-01-31 | Siemens Power Generation, Inc. | Ring seal for a turbine engine |
US7726021B2 (en) * | 2006-09-28 | 2010-06-01 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Labyrinth seal repair |
US7967555B2 (en) * | 2006-12-14 | 2011-06-28 | United Technologies Corporation | Process to cast seal slots in turbine vane shrouds |
US20090096174A1 (en) * | 2007-02-28 | 2009-04-16 | United Technologies Corporation | Blade outer air seal for a gas turbine engine |
DE102007031711A1 (de) | 2007-07-06 | 2009-01-08 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Gehäusedeckbandsegment-Aufhängung |
US8128343B2 (en) * | 2007-09-21 | 2012-03-06 | Siemens Energy, Inc. | Ring segment coolant seal configuration |
US8308428B2 (en) * | 2007-10-09 | 2012-11-13 | United Technologies Corporation | Seal assembly retention feature and assembly method |
US8240985B2 (en) * | 2008-04-29 | 2012-08-14 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Shroud segment arrangement for gas turbine engines |
FR2938873B1 (fr) * | 2008-11-21 | 2014-06-27 | Turbomeca | Organe de positionnement pour segment d'anneau |
EP3044427B8 (en) | 2013-09-12 | 2021-04-07 | Raytheon Technologies Corporation | Gas turbine engine and corresponding method for regulating blade tip clearance |
US10030542B2 (en) * | 2015-10-02 | 2018-07-24 | Honeywell International Inc. | Compliant coupling systems and methods for shrouds |
US10975721B2 (en) | 2016-01-12 | 2021-04-13 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Cooled containment case using internal plenum |
US10494943B2 (en) * | 2016-02-03 | 2019-12-03 | General Electric Company | Spline seal for a gas turbine engine |
US10697314B2 (en) | 2016-10-14 | 2020-06-30 | Rolls-Royce Corporation | Turbine shroud with I-beam construction |
US10577977B2 (en) * | 2017-02-22 | 2020-03-03 | Rolls-Royce Corporation | Turbine shroud with biased retaining ring |
US10815814B2 (en) * | 2017-05-08 | 2020-10-27 | Raytheon Technologies Corporation | Re-use and modulated cooling from tip clearance control system for gas turbine engine |
FR3071273B1 (fr) * | 2017-09-21 | 2019-08-30 | Safran Aircraft Engines | Ensemble d'etancheite de turbine pour turbomachine |
US10557365B2 (en) | 2017-10-05 | 2020-02-11 | Rolls-Royce Corporation | Ceramic matrix composite blade track with mounting system having reaction load distribution features |
US10662794B2 (en) * | 2017-10-19 | 2020-05-26 | Rolls-Royce Corporation | Strip seal axial assembly groove |
US10633994B2 (en) | 2018-03-21 | 2020-04-28 | United Technologies Corporation | Feather seal assembly |
FR3081188B1 (fr) * | 2018-05-15 | 2021-03-19 | Safran Aircraft Engines | Aubage de stator pour une turbomachine |
FR3083563B1 (fr) * | 2018-07-03 | 2020-07-24 | Safran Aircraft Engines | Module d'etancheite de turbomachine d'aeronef |
DE102019108267A1 (de) * | 2019-03-29 | 2020-10-01 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Vorrichtung zur Befestigung von Dichtplatten zwischen Bauteilen eines Gasturbinentriebwerks |
US11111802B2 (en) | 2019-05-01 | 2021-09-07 | Raytheon Technologies Corporation | Seal for a gas turbine engine |
US11840930B2 (en) * | 2019-05-17 | 2023-12-12 | Rtx Corporation | Component with feather seal slots for a gas turbine engine |
US11149563B2 (en) | 2019-10-04 | 2021-10-19 | Rolls-Royce Corporation | Ceramic matrix composite blade track with mounting system having axial reaction load distribution features |
US11193389B2 (en) | 2019-10-18 | 2021-12-07 | Raytheon Technologies Corporation | Fluid cooled seal land for rotational equipment seal assembly |
Family Cites Families (20)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3836279A (en) * | 1973-02-23 | 1974-09-17 | United Aircraft Corp | Seal means for blade and shroud |
US3853336A (en) * | 1973-08-03 | 1974-12-10 | Avco Corp | Telescoping expansion joint for tubular element |
US4242042A (en) * | 1978-05-16 | 1980-12-30 | United Technologies Corporation | Temperature control of engine case for clearance control |
US4573866A (en) * | 1983-05-02 | 1986-03-04 | United Technologies Corporation | Sealed shroud for rotating body |
US4465284A (en) * | 1983-09-19 | 1984-08-14 | General Electric Company | Scalloped cooling of gas turbine transition piece frame |
US4635332A (en) * | 1985-09-13 | 1987-01-13 | Solar Turbines Incorporated | Sealed telescopic joint and method of assembly |
US4749333A (en) * | 1986-05-12 | 1988-06-07 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Vane platform sealing and retention means |
GB8921003D0 (en) * | 1989-09-15 | 1989-11-01 | Rolls Royce Plc | Improvements in or relating to shroud rings |
GB2245316B (en) * | 1990-06-21 | 1993-12-15 | Rolls Royce Plc | Improvements in shroud assemblies for turbine rotors |
GB9018851D0 (en) * | 1990-08-29 | 1990-10-10 | Concentric Pumps Ltd | Coolant pump |
GB2249356B (en) * | 1990-11-01 | 1995-01-18 | Rolls Royce Plc | Shroud liners |
US5154577A (en) * | 1991-01-17 | 1992-10-13 | General Electric Company | Flexible three-piece seal assembly |
US5188506A (en) * | 1991-08-28 | 1993-02-23 | General Electric Company | Apparatus and method for preventing leakage of cooling air in a shroud assembly of a gas turbine engine |
US5197853A (en) * | 1991-08-28 | 1993-03-30 | General Electric Company | Airtight shroud support rail and method for assembling in turbine engine |
DE4215440A1 (de) * | 1992-05-11 | 1993-11-18 | Mtu Muenchen Gmbh | Einrichtung zur Bauteilabdichtung, insbesondere bei Turbomaschinen |
US5232340A (en) * | 1992-09-28 | 1993-08-03 | General Electric Company | Gas turbine engine stator assembly |
US5320486A (en) * | 1993-01-21 | 1994-06-14 | General Electric Company | Apparatus for positioning compressor liner segments |
GB9305012D0 (en) * | 1993-03-11 | 1993-04-28 | Rolls Royce Plc | Sealing structures for gas turbine engines |
US5553999A (en) * | 1995-06-06 | 1996-09-10 | General Electric Company | Sealable turbine shroud hanger |
US5655876A (en) * | 1996-01-02 | 1997-08-12 | General Electric Company | Low leakage turbine nozzle |
-
1997
- 1997-12-05 US US08/986,000 patent/US5971703A/en not_active Expired - Lifetime
-
1998
- 1998-12-01 JP JP2000524560A patent/JP2001526346A/ja not_active Ceased
- 1998-12-01 CA CA002312979A patent/CA2312979C/en not_active Expired - Fee Related
- 1998-12-01 WO PCT/CA1998/001114 patent/WO1999030009A1/en active IP Right Grant
- 1998-12-01 RU RU2000117861/06A patent/RU2000117861A/ru not_active Application Discontinuation
- 1998-12-01 PL PL98340922A patent/PL195049B1/pl not_active IP Right Cessation
- 1998-12-01 EP EP98958128A patent/EP1036255B1/en not_active Expired - Lifetime
- 1998-12-01 CZ CZ20002079A patent/CZ295662B6/cs not_active IP Right Cessation
- 1998-12-01 DE DE69804010T patent/DE69804010T2/de not_active Expired - Fee Related
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
EP1036255B1 (en) | 2002-02-27 |
CA2312979A1 (en) | 1999-06-17 |
DE69804010D1 (de) | 2002-04-04 |
RU2000117861A (ru) | 2002-06-20 |
JP2001526346A (ja) | 2001-12-18 |
WO1999030009A1 (en) | 1999-06-17 |
DE69804010T2 (de) | 2002-11-14 |
EP1036255A1 (en) | 2000-09-20 |
CA2312979C (en) | 2008-01-15 |
PL340922A1 (en) | 2001-03-12 |
CZ20002079A3 (cs) | 2000-12-13 |
US5971703A (en) | 1999-10-26 |
CZ295662B6 (cs) | 2005-09-14 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
PL195049B1 (pl) | Zespół uszczelniający silnika turbiny gazowej i człon uszczelniający stosowany w zespole uszczelniającym silnika turbiny gazowej | |
US6464232B1 (en) | Leaf seal | |
US6659472B2 (en) | Seal for gas turbine nozzle and shroud interface | |
US7819622B2 (en) | Method for securing a stator assembly | |
US6971844B2 (en) | Horizontal joint sealing system for steam turbine diaphragm assemblies | |
CN110685753B (zh) | 飞行器涡轮发动机密封模块 | |
KR970075266A (ko) | 배출가스 터보과급기의 배출가스 터빈 | |
PL192923B1 (pl) | Zespół obudowy silnika turbiny gazowej | |
US7121790B2 (en) | Gas turbine arrangement | |
EP0134186B1 (en) | Turbine stator assembly | |
UA79094C2 (uk) | Турбомашина, що містить сопловий апарат (варіанти) | |
US20100047062A1 (en) | Stator heat shield | |
US6702549B2 (en) | Turbine installation | |
UA73345C2 (uk) | Проміжний сегмент для утримання статорного кільця турбіни високого тиску в турбомашині, виконаний з можливістю корекції величини зазорів | |
US11035242B2 (en) | Sealing assembly for a turbine rotor of a turbomachine and a turbine of a turbomachine comprising such an assembly | |
CZ300038B6 (cs) | Tesnení rotoru se skládaným pásem | |
CZ172297A3 (en) | Gas turbine | |
US3941500A (en) | Turbomachine interstage seal assembly | |
JP2003021334A (ja) | 金属ケーシング内のターボマシンのcmc燃焼室のための弾性的な取り付け | |
WO2002027148A1 (en) | Flexible interlocking combustor transition seal | |
EP0911490B1 (en) | Double cross type seal device for stationary gas turbine blades | |
KR20030057412A (ko) | 가스 터빈 | |
JP4395716B2 (ja) | シールプレート構造 | |
CN115917120A (zh) | 用于涡轮机涡轮的环形组合件 | |
GB2037380A (en) | Seals |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
LAPS | Decisions on the lapse of the protection rights |
Effective date: 20091201 |