SU1687804A1 - Device for regulating axial clearances in blade machines of gas-turbine engines - Google Patents
Device for regulating axial clearances in blade machines of gas-turbine engines Download PDFInfo
- Publication number
- SU1687804A1 SU1687804A1 SU894703074A SU4703074A SU1687804A1 SU 1687804 A1 SU1687804 A1 SU 1687804A1 SU 894703074 A SU894703074 A SU 894703074A SU 4703074 A SU4703074 A SU 4703074A SU 1687804 A1 SU1687804 A1 SU 1687804A1
- Authority
- SU
- USSR - Soviet Union
- Prior art keywords
- cavity
- seal
- movable element
- membrane
- ridge
- Prior art date
Links
- 230000001105 regulatory effect Effects 0.000 title claims description 3
- 239000012528 membrane Substances 0.000 claims abstract description 7
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 claims abstract description 4
- 230000007423 decrease Effects 0.000 abstract description 2
- 241001125929 Trisopterus luscus Species 0.000 description 1
- 230000003247 decreasing effect Effects 0.000 description 1
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 description 1
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Изобретение относитс к авиационной технике, к частности к осевым уплотнени м лопаточных турбомашин с бандажными кольцами на рабочих лопатках роторов. Целью изобретени вл етс повышение надежности и уменьшение перетечек через уплотнение. На рабочих лопатках ротора 4 с бандажными полками 3 выполнены два гребн 2 и 13, которые охватывает подвижный элемент 1 с образованием полости 14. Подвижный элемент 1 св зан пустотелыми подпружиненными штоками 9 с полостью 7 в корпусе 6, который поделен мембраной 5 на полости 7 и 8 Причем полость 8 через жиклер 11 св зана с входом в уплотнение, а через жиклер 12 - с выходом из уплотнени , потому в этой полости устанавливаетс давление, равное полусумме давлений на входе и выходе из уплотнени . При уменьшении, например, осевого зазора по гребню 2 давление в полост х 14 и 7 уменьшаетс по сравнению с давлением в полости 8. Это приводит к тому, что мембрана 5 через штоки 9 смещает подвижный элемент 1в сторону восстановлени осевого зазора по гребню 2 до оптимального значени . 2ил. (Л СThe invention relates to aeronautical engineering, in particular, to axial seals of blade turbomachines with retaining rings on rotor blades. The aim of the invention is to increase reliability and reduce leakage through the seal. On the rotor blades of the rotor 4 with retaining shelves 3 there are two ridges 2 and 13, which encompass the movable element 1 with the formation of cavity 14. The movable element 1 is connected by hollow spring-loaded rods 9 with cavity 7 in housing 6, which is divided by membrane 5 into cavity 7 and 8 Moreover, the cavity 8 is connected through the jet 11 to the seal inlet, and through the jet 12 to the seal exit, because in this cavity a pressure equal to half the sum of the pressures at the inlet and outlet of the seal is established. When reducing, for example, the axial clearance along the ridge 2, the pressure in the cavities 14 and 7 decreases as compared with the pressure in the cavity 8. This causes the membrane 5 to displace the movable element 1 in the direction of restoring the axial clearance along the ridge 2 to the optimum value. 2il. (Ls
Description
Изобретение относится к авиационной технике, в частности к осевым уплотнениям лопаточных турбомашин с бандажными кольцами на рабочих лопатках роторов.The invention relates to aircraft, in particular to the axial seals of blade turbomachines with retaining rings on rotor blades.
Целью изобретения является повышение надежности и уменьшение перетечек газа через уплотнение.The aim of the invention is to increase reliability and reduce gas leakage through the seal.
На фиг.1 представлено предлагаемое устройство: на фиг.2 - графики изменения давления в полости между гребнями бандажной полки и подвижным элементом.Figure 1 presents the proposed device: figure 2 - graphs of the pressure in the cavity between the ridges of the retaining shelf and the movable element.
Устройство для регулирования осевых зазоров в лопаточных машинах газотурбинных двигателей содержит торцовое уплотнение, выполненное в виде статорного подвижного элемента 1 и гребня 2 на переднем торце бандажной полки 3 ротора 4.A device for regulating axial clearances in blade machines of gas turbine engines contains a mechanical seal made in the form of a stator movable element 1 and a ridge 2 at the front end of the retaining shelf 3 of the rotor 4.
Устройство содержит исполнительный механизм, выполненный из мембраны 5, расположенной в корпусе 6, с образованием двух кольцевых полостей 7 и 8, подпружиненные штоки 9 с отверстиями 10 и два жиклера 11 и 12. Полость 8 через жиклер 11 сообщается со входом в уплотнение, где давление равно РВх3 перед рабочим колесом, а второй жиклер 12 сообщает полость 8 с выходом из уплотнения, где давление Рвых4 равно давлению· за рабочим колесом ротора 4.The device comprises an actuator made of a membrane 5 located in the housing 6, with the formation of two annular cavities 7 and 8, spring-loaded rods 9 with holes 10 and two nozzles 11 and 12. The cavity 8 through the nozzle 11 communicates with the entrance to the seal, where the pressure is equal to P B x 3 in front of the impeller, and the second nozzle 12 communicates the cavity 8 with the outlet from the seal, where the pressure Pout 4 is equal to the pressure · behind the impeller of the rotor 4.
Бандажная полка 3 снабжена дополнительным гребнем 13, а подвижный элемент 1 выполнен в виде охватывающей оба гребня 2 и 13 лабиринтного кольца с образованием полости 14 между ними.The retaining shelf 3 is provided with an additional ridge 13, and the movable element 1 is made in the form of a labyrinth ring covering both ridges 2 and 13 with the formation of a cavity 14 between them.
Устройство работает следующим образом.The device operates as follows.
При работе турбомашины под влиянием температурных и силовых деформаций деталей ротора 4 и статора происходит их осевое перемещение в осевом направлении. При этом, например осевой зазор Δ1 между гребнем 2 и подвижным элементом 1 может уменьшиться. Поэтому давление Р 1 в поло стях 14 и 7 становится меньше давления Рг в полости 8, где оно равно полусумме давлений Рвх3- РВых4. В результате этого мембрана 5, воздействует через штоки 9 на подвижный элемент 1, смещая его в сторону увеличения зазора Δι по гребню 2 до выравнивания давлений в полостях 14 и 7 с давлением в полости 8. При этом осевые зазоры по гребням 2 и 13 уравниваются, что предотвращает контакт и износ гребней 2 и 13 и подвижного элемента 1.When the turbomachine is operating under the influence of temperature and force deformations of the parts of the rotor 4 and the stator, they are axially displaced in the axial direction. In this case, for example, the axial clearance Δ1 between the ridge 2 and the movable element 1 may decrease. Therefore, the pressure P 1 polo styah 14 and 7 becomes less than the pressure Pr in the cavity 8, where it is equal to half the sum of the pressure Pjn 3 - F B 4 s. As a result of this, the membrane 5 acts through the rods 9 on the movable element 1, displacing it in the direction of increasing the gap Δι along the ridge 2 until the pressures in the cavities 14 and 7 equal to the pressure in the cavity 8. In this case, the axial clearances along the ridges 2 and 13 are equalized, which prevents contact and wear of the ridges 2 and 13 and the movable element 1.
При уменьшении осевого зазора по гребню 13 смещение подвижного элемента 1 происходит в противоположном направлении и осевые зазоры по гребням 2 и 13 снова восстанавливаются до оптимальных, величин.When decreasing the axial clearance along the ridge 13, the displacement of the movable element 1 occurs in the opposite direction and the axial clearances along the ridges 2 and 13 are again restored to optimal values.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| SU894703074A SU1687804A1 (en) | 1989-06-09 | 1989-06-09 | Device for regulating axial clearances in blade machines of gas-turbine engines |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| SU894703074A SU1687804A1 (en) | 1989-06-09 | 1989-06-09 | Device for regulating axial clearances in blade machines of gas-turbine engines |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| SU1687804A1 true SU1687804A1 (en) | 1991-10-30 |
Family
ID=21453160
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| SU894703074A SU1687804A1 (en) | 1989-06-09 | 1989-06-09 | Device for regulating axial clearances in blade machines of gas-turbine engines |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| SU (1) | SU1687804A1 (en) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2381476C2 (en) * | 2006-02-20 | 2010-02-10 | Уфимский авиационный техникум (УАТ) | Method of measuring blade profile and radial clearance in turbine of running gas turbine engine |
| RU2442900C2 (en) * | 2009-12-07 | 2012-02-20 | Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Steam turbine stage |
| RU2478799C2 (en) * | 2008-10-29 | 2013-04-10 | Дженерал Электрик Компани | Seal of steam flow path in steam turbine driven by pressure |
-
1989
- 1989-06-09 SU SU894703074A patent/SU1687804A1/en active
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| Патент DE № 1948578, кл. F 01 D 11 /02, НКИ 14 С11 /02, 1968. * |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2381476C2 (en) * | 2006-02-20 | 2010-02-10 | Уфимский авиационный техникум (УАТ) | Method of measuring blade profile and radial clearance in turbine of running gas turbine engine |
| RU2478799C2 (en) * | 2008-10-29 | 2013-04-10 | Дженерал Электрик Компани | Seal of steam flow path in steam turbine driven by pressure |
| RU2442900C2 (en) * | 2009-12-07 | 2012-02-20 | Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Steam turbine stage |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP1211386B1 (en) | Turbine interstage sealing ring and corresponding turbine | |
| US5601402A (en) | Turbo machine shroud-to-rotor blade dynamic clearance control | |
| US4425079A (en) | Air sealing for turbomachines | |
| KR100379728B1 (en) | Rotor assembly shroud | |
| US6997673B2 (en) | Gas turbine high temperature turbine blade outer air seal assembly | |
| US8206093B2 (en) | Gas turbine with a gap blocking device | |
| US4184689A (en) | Seal structure for an axial flow rotary machine | |
| US5553999A (en) | Sealable turbine shroud hanger | |
| JP6220191B2 (en) | Seal design structure for turbomachine and active clearance control method | |
| US9435218B2 (en) | Systems relating to axial positioning turbine casings and blade tip clearance in gas turbine engines | |
| CA2793966C (en) | Seal mechanism for use with turbine rotor | |
| US7513740B1 (en) | Turbine ring | |
| US6916154B2 (en) | Diametrically energized piston ring | |
| US20020150469A1 (en) | Turbine | |
| US4497171A (en) | Combustion turbine engine | |
| GB2110306A (en) | Turbomachine housing | |
| US6068443A (en) | Gas turbine tip shroud blade cavity | |
| US3511577A (en) | Turbine nozzle construction | |
| US9441499B2 (en) | System and method relating to axial positioning turbine casings and blade tip clearance in gas turbine engines | |
| WO2017180682A1 (en) | Anti-coning aspirating face seal | |
| US4579507A (en) | Combustion turbine engine | |
| SU1687804A1 (en) | Device for regulating axial clearances in blade machines of gas-turbine engines | |
| US11092028B2 (en) | Tip balance slits for turbines | |
| US3471126A (en) | Movable vane unit | |
| US9540953B2 (en) | Housing-side structure of a turbomachine |