JPH0135162B2 - - Google Patents

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JPH0135162B2
JPH0135162B2 JP54089945A JP8994579A JPH0135162B2 JP H0135162 B2 JPH0135162 B2 JP H0135162B2 JP 54089945 A JP54089945 A JP 54089945A JP 8994579 A JP8994579 A JP 8994579A JP H0135162 B2 JPH0135162 B2 JP H0135162B2
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JP
Japan
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air
temperature
rotor
acceleration
varying
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JP54089945A
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JPS5560626A (en
Inventor
Henrii Dabison Samyueru
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General Electric Co
Original Assignee
General Electric Co
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Publication date
Application filed by General Electric Co filed Critical General Electric Co
Publication of JPS5560626A publication Critical patent/JPS5560626A/ja
Publication of JPH0135162B2 publication Critical patent/JPH0135162B2/ja
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    • 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
    • F01D11/14—Adjusting or regulating tip-clearance, i.e. distance between rotor-blade tips and stator casing
    • F01D11/20—Actively adjusting tip-clearance
    • F01D11/24—Actively adjusting tip-clearance by selectively cooling-heating stator or rotor components
    • 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)
  • Valve-Gear Or Valve Arrangements (AREA)

Description

【発明の詳細な説明】 この発明の一般的にガスタービン機関、更に具
体的に云えば、定常状態並びに過渡状態の両方の
運転中、回転子とシユラウドの間のすき間を最小
限に抑える方法並びに装置に関する。
タービン機関は、使う方法や設計及び材料を変
えることにより、段々信頼性並びに効率を高めて
いるが、それに伴つて、相対的に回転する部品の
間のすき間が大きすぎることによつて生ずる損失
が、設計上の多くの点で次第に重大になつて来
た。タービン機関の多くの用途では、可変の定常
状態速度で運転すると共に、通常の運転順序で、
希望に応じてこれらの速度の間で切換えが出来る
ことが必要である。例えば、航空機に動力を供給
する為に使われる形式のジエツト機関では、操縦
士が選んだ時には、何時でも操縦士が所望の速度
で切換えられることが必要である。この結果生ず
る温度変化並びに回転子の速度変化により、回転
子とそれを取巻くシユラウドとの間に相対的な伸
びが生じ、所望の効率を保つ為には、この相対的
な伸びに対処しなければならない。そこで主に関
心が持たれるのは、固定子と回転子との間に干渉
が起ると、擦り合いが生じ、その後の運転中、半
径方向のすき間が増加するので、こういう干渉を
防止しながら、固定子と回転子との間のすき間を
最小限に保つことである。前に述べた過渡状態の
運転条件を考えると、回転子とシユラウドとの間
の相対的な機械的な模様並びに熱による伸びの模
様によつて、非常に困難な問題が起る。過渡状態
の運転状態並びに定常状態ですき間を密に制御し
ておきたい主な理由の１つは、機関の温度の行過
ぎを最小限に抑える為である。即ち、所定の推力
レベルで過渡状態の運転をしている間、機関のタ
ービンの入口温度は、安定した定常状態に於ける
同じ推力レベルでの入力温度より高くなり、その
差が温度の行過ぎと云われている。温度の行過ぎ
が高くなると、高温の流路の部品に生ずる温度勾
配が一層大きくなり、これらの部品の寿命が短く
なる傾向がある。タービンとシユラウドのすき間
が増加し、その為にタービンの効率が低下するに
つれて、所定の推力レベルを発生する為に一層高
い温度で運転する必要があることが理解されよ
う。その為、すき間が大きくなることは、必然的
に温度の行過ぎが一層大きくなることを意味す
る。逆に、すき間を密に制御することにより、温
度の行過ぎを小さくすることが出来る。
過渡状態並びに定常状態の運転中のこの様な密
なすき間制御に対する他の理由としては、失速余
裕を増加すると共に加速時間を短縮するのが望ま
しいことが挙げられる。
回転子とシユラウドのすき間を小さくする為
に、機関の運転パラメータに応答して不動のシユ
ラウドを可変の位置に決める種々の方式が考えら
れている。この１つの方式が米国特許第3966354
号に記載された熱作動弁を使うものである。この
装置では、冷却空気の温度に応答して弁を動作す
るが、冷却空気の温度が機関の速度に関係する範
囲で、過渡状態も考慮される。然し、この様な方
式は、過渡状態の運転時に相対的な伸びに合せよ
うとする点で比較的精度が悪いと共に、応答が比
較的遅い傾向がある。
温度応答計画のみに基づいて動作する冷却空気
装置が不適切である主な理由は、過渡状態の運転
で考えられるあらゆる順序に対して、回転子の加
熱並びに冷却時定数をこういう装置が考慮に入れ
ることが出来ないからであると思われる。即ち、
現在の装置は、過渡状態の運転順序が判つている
時に回転子の熱時定数を合せることしか出来な
い。勿論、特定の運転様式並びに運転順序は、そ
の時々の目的に応じて変わるものであるから、こ
れでは満足ではない。
簡単に云うと、この発明の１面では、温度の異
なる２つの空気源を使い、合計４種類の異なる冷
却様式又は温度を使える様に、これらの源を個別
に又は一緒に使うことにより、冷却空気装置の応
答を更によくすると共に、融通性を持たせる。冷
却様式の選択は、機関を運転する特定の速度範囲
並びにその範囲内で運転する時間に応答して、自
動的に決定される。
この発明の別の１面として、回転子の熱時定数
に対応する特定の温度順序で、冷却空気をシユラ
ウド支持構造に流れる様に計画する。こうするこ
とにより、装置は、機関の運転速度並びに動作時
間に応答して、冷却空気流の温度を変調する様に
作用し、過渡状態でも定常状態でも、回転子とシ
ユラウドのすき間を最適の値に制御する。
この発明の別の１面として、回転子の速度を感
知し、速度が予定のレベルに達した時、タイマ
（調時手段）を始動させ、予定の混合計画に従つ
て冷却空気を支持構造に送出す。この計画は回転
子の熱時定数とよく合う様にするが、別の冷却空
気動作様式が作用する別の予定の速度に回転子が
達した時には、その事実によつて取消すことが出
来る。
この発明の更に別の一面として、圧縮機の第５
段及び第９段から抽出した空気を混合することに
より、冷却空気の温度を選択的に変える。空気を
全く供給しない場合、第５段空気だけにする場
合、第５段及び第９段空気を混合する場合、又は
第９段空気だけにする場合をとることにより、次
第にレベルの高くなる４種類の異なる冷却空気の
温度が得られる。特定の順序は、回転子の速度に
よつて決定され、特定の温度はこの速度範囲内の
運転時間によつて決定される。
第１図には典形的なガスタービン機関の一部分
が示されている。この機関は円周方向に相隔たる
１列の高圧タービン羽根１１を含み、円周方向に
相隔たる複数個のシユラウド部分１２がそれを密
に取巻いている。１段形高圧タービンの普通の動
作として、燃焼装置（図に示してない）からの高
温排ガスが１列の高圧ノズル１３を介して１列の
タービン羽根１１を通り、それに回転運動を加え
てから、下流側の１列の低圧ノズル１４から流れ
る。周知の様に、冷却高圧室１６，１７から冷却
空気が高圧ノズル１３及び低圧ノズル１４に供給
される。
シユラウド部分１２はシユラウド支持構造１８
によつて支持されている。このシユラウド支持構
造が、夫々環状締付けブラケツト２２及び支持ブ
ラケツト２３によつてシユラウド部分と接続され
た内側フランジ１９，２１を持つている。シユラ
ウド部分１２を冷却する為、空所２４からの冷却
空気を支持ブラケツト２３を介して空所２６へ送
り、そこからじやま板２７の孔を通過して、シユ
ラウド部分１２にぶつけ、それを冷却するのが普
通である。
シユラウド支持リング１８は、前端が焼燃装置
のケーシング２８に取付けることによつて支持さ
れ、後端がノズル支持要素２９及び低圧タービ
ン・ケーシング３１に取付けることによつて支持
されており、中間フランジ３２及び後側フランジ
３５を含む。これらのフランジはかなりの厚さ並
びに半径方向の高さを持ち、それがシユラウド支
持構造１８全体の質量のかなりの部分を占める様
になつている。これらのフランジの温度、従つて
その熱による伸びを選択的に制御することによ
り、シユラウド支持構造１８の半径方向の位置、
従つてシユラウド部分１２の半径方向の位置を変
調し、回転羽根１１の機械的な形並びに熱による
伸びに追従して、定常状態並びに過渡状態の両方
の運転状態で、羽根１１とシユラウド部分１２と
の間のすき間を最小限に抑えることが出来ること
が理解されよう。
マニホルド３３がシユラウド支持構造を取巻い
ている。このマニホルドは前端が複数個の結合部
材３４によつて、焼燃装置のケーシング２８に接
続され、後端が複数個の結合部材３６によつてタ
ービン・ケーシング３１に接続されている。マニ
ホルド３３は高圧冷却空気高圧室３７及びそれよ
り低い圧力の冷却空気高圧室３８の外側を構成
し、２つの高圧室３７，３８は壁３９によつて隔
てられている。この壁には、矢印で示す様に、高
圧室の間で幾らか空気が流れる様にする手段を設
けることが出来る。即ち、圧力が低い方の冷却空
気高圧室３８には、高圧の冷却空気高圧室３７か
ら、又はぶつかつた後にフランジ１９の上側を通
越す空気により、又は図示の別個の供給導管４１
により、冷却空気を供給することが出来る。低圧
ノズルの冷却は周知の方法で行われる。
圧縮機から、これから詳しく説明する様な形
で、変化する温度の抽出空気を受取る抽気導管４
２が高圧冷却空気高圧室３７に入り込んでいる。
衝突リング４４が冷却空気高圧室３７の半径方向
内側の境界及び内側高圧室４３の半径方向外側の
境界を構成しており、この衝突リングには円周方
向に相隔たる複数個の孔４６が設けられていて、
高圧室３７からの比較的圧力が高い空気を中間フ
ランジ３２及び後側フランジ３５の面にぶつけ、
その温度を制御する。ぶつかつた空気は、この後
相対的に中間圧力の高圧室４３から普通の形でぬ
け出して、機関の他の要素を冷却する。
抽気導管４２を介して高圧の冷却空気高圧室３
７に行く冷却空気の流れが、全体的に第２図に示
した装置によつて計画される。この図で、回転子
速度を表わす入力を受取る主燃料制御装置４７が
複数個の流体圧力出力を発生する。この出力を使
つてタイマ４８、及び夫々空気弁５５，６０を持
つ１対の空気弁作動装置４９，５１を作動し、マ
ニホルド５２、その後ダクト４２を介してシユラ
ウド支持体へ流れる空気を計画する。
主燃料制御装置４７の中には１対の圧力平衡形
流体圧信号弁５３，５４（第３図参照）があり、
これが夫々プランジヤ５６，５７を持つている。
プランジヤの位置が夫々の弁棒５９，６１に係合
するカム５８によつて制御される。カム５８は、
加速用の燃料の流量及び圧縮機の固定子の位置に
計画する為に普通使われるコア速度タコメータに
応答して、位置ぎめされる。２つの弁を用いたこ
の装置は、各々の切換え点に特定のヒステリシス
帯を持ち、切換え速度の近くで運転している時、
装置が様式の間で行つたり来たりしない様にす
る。カムの輪郭によつて、各々の弁の内側の弁棒
が駆動され、一旦切換え点の変位に達すると、捕
捉されたプランジヤが、弁棒のストツパの範囲内
で、その行程の反対側の極限まで差圧によつて移
動する。従つて、信号のもとの弁のすき間に戻る
為には、その前に速度がプランジヤの行程に対す
る分だけ変わらなければならない。プランジヤの
行程が速度ヒステリシス帯に対応する範囲に制限
されているので、シユラウドのすき間に対する影
響はごく小さい。
各々の信号弁５３，５４は、従来技術の現存の
燃料制御装置から容易に得られる３つの流体圧入
力を受取る。即ちこれらの入力はPB（ブースト圧
力）、PCR（PB＋100psi）及びPC（PB＋200psi）であ
る。この時、夫々のプランジヤ５６，５７がカム
５８によつて駆動ぎめされて、夫々の信号弁でこ
れらの圧力を組合せ、PB又はPCのいずれかに等
しい出力タービンすき間信号TC2及びTC1を発生
する。２つの流体圧信号TC1及びTC2が流体圧信
号PBと共にタイマ４８に送られ、このタイマが
夫々空気弁作動装置５１，４９を作動する流体圧
信号を配管６２，６３に発生する。これらの弁作
動装置は基準圧力として使う為、圧力入力信号
PCRをも受取る。作動装置は、タイマ４８からの
流体圧信号に応答して、空気弁６０，５５を作動
し、シユラウド支持体の温度を制御するのに使う
為、空気弁の吐出ポート又はマニホルド５２に対
して、第５段及び第９段冷却空気の相異なる組合
せを作る。
第４図にはタイマ４８を構成する装置が、２つ
の直径を持つシリンダ６４及び２つの直径を持つ
ピストン６６を持つことが示されている。シリン
ダの大きい方の端６７の中には、その一方の壁６
８とピストンの大きい端６９との間に螺旋ばね７
１が配置され、このばねはシリンダ６４の左側の
端にあるヘツド側空所７０に向つてピストンを偏
圧する傾向を持つ。ピストンの小さい方の端７２
に軸方向に相隔たる３つのランド７３，７４，７
６がある。これらのランドは半径方向下向きに伸
びて、シリンダの小さい方の端７７の内壁との半
径方向のすき間が密になる様になつている。ピス
トン６６が１端から他端まで軸方向に通抜ける通
路７８と、ヘツド側空所７０に流れる流体を計量
する為に１端に設けられたオリフイス８０と、通
路７８をランド７４，７６の間の空所８１と流体
接続するポート７９とを持つている。ピストンの
小さい方の端７２には、ランド７３，７４の間の
空所８３をシリンダの大きい方の端６７と流体接
続する通路８２もある。
シリンダ６４の小さい方の端に対しては配管８
４，８６，８７により、そして大きい方の端には
配管８８によつて流体接続が行われる。配管８４
はシリンダの小さい方の部分７７の端に入り、主
燃料制御装置４７に設けられた信号弁５３から来
る圧力TC2の圧力流体を伝える。配管８６は１端
がシリンダの小さい方の部分７７の側面に接続さ
れ、他端が最高圧力選択器８９の１端に接続され
る。配管８７は、１端がシリンダの小さい方の端
７７に接続され、他端が最高圧力選択器９１の１
端に接続される。配管８８は、１端がシリンダの
大きい方の端６７の壁６８に接続され、他端が混
合弁９２に接続される。混合弁９２は両端が作用
するピストン９４をその中に配置したシリンダ９
３と、図示の様にピストン９４を下向きに偏圧す
る螺旋ばね９６とを有する。シリンダ９３の上端
が配管９７によつて主燃料制御装置４７の信号弁
５３に流体接続され、それに対して流体圧力TC2
を加える。混合弁９２の下端が流体配管９８によ
つて主燃料制御装置４７にある他方の信号弁５４
に接続され、流体圧信号TC1を受取る。シリンダ
の大きい方の端６７に接続される流体配管８８
は、混合弁９２の両端の中間点に入り、圧力PB
の流体を伝える別の流体配管９９も略同じ点でシ
リンダ９３に入り込んでいる。最後に、流体配管
１０１がシリンダ９３の下端にある点から最高圧
力選択器８９の他端へ通じている。いろいろな状
態に於ける混合弁９２の動作は後で説明する。
次に最高圧力選択器又は選択弁８９，９１につ
いて説明すると、これらの弁は夫々ボール１０
２，１０３を持ち、その位置がそれに作用する圧
力によつて決定されて、ボールが受ける最高圧力
だけが夫々の空気弁作動装置５１，４９に通るこ
とが出来る様にする。例えば、最高圧力選択弁８
９では、ボール１０２が配管８６，１０１の圧力
を受け、高い方の圧力だけが配管６２を介して空
気弁作動装置５１の１端に入れる様に移動する。
同様に、弁９１は、配管８７及び配管９８からの
高い方の圧力だけが配管６３を介して空気弁作動
装置４９の１端に入れる様に作用する。
第４図に示す様に、空気弁５５は通常閉じてお
り、その作動装置４９は螺旋ばね１０４並びに圧
力PCRの圧力流体によつて偏圧されている。空気
弁６０は通常開いている弁であり、その作動装置
５１は螺旋ばね１０６並びに圧力PCRの圧力流体
によつて偏圧されている。
次に定常状態のアイドリング速度状態に於ける
タイマ４８の動作を説明する。アイドリング速度
では、カム５８（第３図）が、信号TC1，TC2の
両方の点に低圧PBが存在する様な位置に、プラ
ンジヤ５６，５７を移動させる。この時、この低
い流体圧力が第４図に示す配管８４、シリンダの
小さい方の端７７、通路７８及びヘツド側空所７
０にあり、ピストンの大きい方の端６９に作用す
る。ピストン６９の大きい方の端の反対側は、配
管８８及び混合弁９２を介して、配管９９の同じ
低圧PBの作用を受ける。圧力が等しいから、ピ
ストン６６はこの位置にとゞまる。同じ低圧が配
管８６にあり、流体が圧力PBで配管９９を介し
て混合弁９２に入るから、配管１０１の圧力も低
圧PBである。従つて、配管６２の圧力はPBであ
り、ばね１０６及び圧力PCRの流体が作動装置５
１を後退させ且つ弁６０を開いた位置に保ち、第
９段空気が弁の吐出ポート５２へ流れる様にす
る。
同時に、低圧PBの流体が配管９８、最高圧力
選択器９１の１端、及び空気弁作動装置４９の左
側にある配管６３にある。空気弁作動装置４９の
反対側は、ばね１０４の力並びに流体圧力PCRが
かゝており、従つて弁５５は通常の閉じた位置に
保たれ、第５段空気が空気弁の吐出ポート５２に
流れるのを阻止する。
混合弁９２はその両端に低圧PBの圧力流体を
持ち、従つてピストン９４は図に示した下向きに
偏圧された位置にとゞまる。
定常状態のアイドリング動作様式に於ける装置
の動作は、比較的温度の高い第９段空気を使つて
シユラウドの位置を即度に設定すると共に、動作
に必要なすき間の余裕を持たせるものであるが、
これは後で更に詳しく説明する。装置は、アイド
リング動作様式の他に、コア速度の範囲全体にわ
たつて動作する様に設計されている。説明の便宜
上、第５図の表には、標準日の場合について、巡
航、上昇及び離陸の定常状態の運転様式の場合が
示してある。定常状態のこういう運転形式は、回
転子の熱による伸びに合せる為、機関の速度及び
温度が増加するにつれて、次第に一層高温の空気
を使うことが理解されよう。即ち、最初の始動並
びにアイドリング運転の後、第５段からの一番低
温の空気源を10000乃至13400rpmの巡航範囲で使
い、次い13400乃至14000rpmの上昇範囲では、第
５段及び第９段を混合し、最後に14000rpmより
高い定常状態の離陸動作様式では、第９段空気だ
けを使つて、暑い日の離陸運転で適切なすき間が
得られる様に保証する。
第５図の表を見れば、アイドリング並びに巡航
動作様式では、タイマピストン６６が第４図に示
した後退位置にとゞまるか、或いは後の説明から
明らかになるが、機関が更に高い速度で運転され
ていてこのいずれかの速度範囲まで下がつて来た
場合、タイマのピストン６６が後退して、第４図
に示す位置まで左へ移動することが理解されよ
う。他の２つの運転様式、即ち上昇並びに離陸の
場合、タイマのピストン６６が前進して、この図
に記入した様に、空気温度を高める様に計画され
ている。
第６図には、夫々の定常状態の運転様式に対応
する種々の制御信号、ピストンの最終位置、使う
空気源及び回転子とシユラウドのすき間がグラフ
で示されている。アイドリング様式の間、TC1お
よびTC2の両方が低圧信号PBであり、この為ピス
トンは一番左の位置にある。第９段空気だけがオ
ンになり、回転子とシユラウドのすき間はこの速
度でとり得る最大レベルにある。速度が巡航範囲
まで上昇すると、制御信号TC1がPCレベルに増加
し、第９段空気がオフに転じ、第５段空気をオン
に転ずる。この結果、回転子とシユラウドのすき
間が実質的に減少し、速度が上昇範囲まで増加す
るにつれて、このすき間が引続いて減少する。上
昇範囲に達すると、信号TC2がPCレベルまで増加
し、順序タイマのピストンが一番右の最終位置へ
移動する。この時、第９段空気をオンに転じて、
第５段及び第９段空気を混合し、回転子とシユラ
ウドのすき間を図示の許容し得るレベルまで増加
する。やはりこのすき間は、速度が離陸レベルま
で上昇すると減少し、この時信号TC1はPBレベル
に下がり、第５段空気を切つて、再び回転子とシ
ユラウドのすき間を大きくし、更に速度上昇があ
つても、それに伴つて擦れ合いが生じない様にす
る。
次に過渡状態に於ける装置の動作を考えると、
第７図には、機関がアイドリング状態から離陸位
置まで動作し、その後巡航／アイドリング状態に
戻つた場合のタイマ弁のピストンの位置及び空気
弁の位置がグラフで示されている。この順序をた
どる時、第８Ａ図乃至第８Ｍ図を参照して、制御
パラメータ及び時間に対して弁の位置を検討す
る。
第４図に示す様に、機関がアイドリング状態に
ある時、第９段空気がシユラウド支持体に送出さ
れ、回転子とシユラウドの間に適切なすき間を作
る。機関が離陸範囲まで加速されると、装置は第
８Ａ図に示す様に作用を開始し、時間が経つと、
第８Ｂ図、第８Ｃ図及び第８Ｄ図に示す作用を
次々にとる。
第８Ａ図では、流体圧信号TC1が低レベルPBで
あり、信号TC2が高レベルPCである。従つて、配
管８４の高圧流体が通路７８、オリフイス８０を
通つて、ピストン６６の左側にある端にあるヘツ
ド側空所７０に入り、それを左へ移動させ始め
る。同時に、配管８６の高圧流体が圧力選択器８
９のボール１０２を下げ、高圧流体が配管６２に
入つて、空気弁作動装置５１のばね１０６及び圧
力PCRに対抗して作用し、ピストンを伸出させ、
第９段空気を締切る様に作用する。回路の他の部
分は、低圧PB状態ではそのまゝである。この流
れにない状態は、タイマ弁のピストンが第７図に
示す様に、右向きにその行程の20％を移動する最
初の30秒の動作によつて表わされる。
30秒の後、ピストン６６が第８Ｂ図に示す位置
まで右に移動する。この点で、高圧流体がポート
７９及び空所８１に入り、その後配管８７に流れ
込む。こゝで最高圧力選択器９１のボール１０３
が図示の様に下げられる。高圧流体が配管６３に
入り、ばねの力及び圧力PCRに打ち勝つて、作動
装置４９を伸出させ、常閉弁５５を開く。この
為、第５段空気が弁吐出ポート５２に入る様にな
る。この状態は、ピストン６６が第７図に示す30
％の位置まで移動する時、15秒の間存続する。
45秒の後、ピストン６６のランド７３が、配管
８６に通ずるポートの右側へ来て、この配管に対
する高圧流体の供給を遮断する（第８Ｃ図参照）。
この時、配管８６は低圧PBの流体を受ける。こ
の流体は配管８８、シリンダの大きい方の端６
７、通路８２及び空所８３を介して入る。配管６
２の圧力がこの時低レベルPBまで下がり、圧力
PCRが作動装置を後退させ、空気弁６０を常開位
置に戻す。この時第５段空気が吐出ポート５２に
入り、第５段及び第９段の混合空気を供給する。
ピストン６６が第７図に示す57％の位置まで前進
する時、この混合空気が次の40秒の間存続する。
合計85秒の後（第８Ｄ図参照）。ランド７６が
配管８７に入るポートの右側に来て、配管８８、
シリンダの大きい方の端６７には低圧PBの流体
があり、最高圧力選択器９１に低圧状態を加え
る。最高圧力選択器９１の両側に低圧が加わるか
ら、配管６３には低圧流体があり、圧力PCRが作
動装置４９を左へ復帰させ、空気弁５５を図示の
常閉位置にして、第５段空気の供給を締切る。第
７図に示す様に、この状態は、ピストン６６が一
番右側の位置へ移動する85秒乃至150秒の期間の
間存続する。空気弁５５が閉じる点を越えてこの
様に継続的に前進することを行過ぎと呼び、速度
の再上昇が起つても、それに伴つて擦れ合いが起
らない位に、回転子が十分冷却出来る様にする
為、タイマ・ピストンの後退時間を伸ばす為に設
計に含めてある。これは後で更に詳しく説明す
る。
回転子速度が14000rpmのレベルより高い限り、
ピストンは一番右側の位置にとゞまり、第９段空
気が引続いてシユラウド支持体に流れる。速度が
14000rpmの離陸速度から、例えば13400乃至
14000rpmの上昇範囲、或いは10000乃至
13400rpmの巡航範囲の様な別の定常状態の様式
を要求する低い速度まで下がると、装置は異なる
冷却様式を行う様に変わる。例えば、速度が
13400乃至14000rpmの範囲内に落ちると、直ちに
第５段及び第９段の混合した流れが生ずる。速度
が巡航範囲に下がると、装置は直ちに第５段空気
だけをマニホルドに供給する様に調節される。こ
の点で、速度が13400rpmのレベルより低くなる
と、タイマが後退し始め、第７図に示す様に下向
きの勾配をたどる。タイマ・ピストンは完全に右
側へ前進するのに150秒しかかゝらず、完全に左
側に後退するのに650秒かゝることに注意された
い。回転子は、高い速度での加熱に要する時間よ
りも、低い速度での冷却には一層余計の一層長い
時間がかゝるから、高推力状態への再上昇の際、
回転子とシユラウドの擦れ合いを防止する為に、
この様に後退を一層遅くすることが必要である。
勿論、65秒の期間にわたるピストンの行過ぎによ
り、約250秒の付加的な後退時間が必要になる。
この時間があることにより、シユラウド冷却装置
が高温の動作様式にとゞまる間に、慣性の大きい
回転子が十分冷却して、例えば上昇動作様式に再
び変わつても、擦れ合いが生じない様にすること
が出来る。
速度が13400rpmより低いレベルに下がると、
ピストンが左に向つて後退し、第５段空気弁が第
８Ｅ図乃至第８Ｈ図に示す様に開いたまゝにな
る。第８Ｅ図で、速度が13400rpmのレベルより
低くなると、信号TC1及びTC2が切換わり、TC1
が高圧PCになり、TC2が低圧PBになる。レベルの
高い方の圧力信号TC1が配管９８、最高圧力選択
器９１及び配管６３にあつて、PCによつて常閉
空気弁５５を開き、第５段空気が空気弁の吐出ポ
ート５２に流れることが出来る様にする。同時
に、高圧信号TC1が混合弁９２に入り、ピストン
９４を上側の位置へ移動し、配管１０１、最高圧
力選択器８９及び配管６２に高圧流体を設定し
て、常開空気弁６０を閉じ、第９段空気が空気弁
吐出ポート５２に入らない様にする。通路７８及
びオリフイス８０を介してヘツド側空所７０に通
る低圧信号PBは、螺旋ばね７２の力に打ち勝つ
ことが出来ず、従つてピストン６６が左に向つて
後退を開始する。250秒期間の終りに、ピストン
６６は第８Ｆ図に示す位置に達し、ランド７６は
配管８７に入るポートの左側に来ており、配管８
４からの低圧がポート７９、空所８１及び配管８
７にある。最高圧力選択器９１のボール１０３が
この時図示の上側位置へ移動し、依然として高圧
流体が配管９８から配管６３に流れ、最終的に空
気弁作動装置４９に流れて、空気弁５５を開いた
位置に保つ。
450秒の後、ピストン６６は第８Ｇ図に示す位
置に達し、この時ランド７３は配管８６に入るポ
ートの左側に来ている。ボール１０２の上側には
低圧が残つており、ボールの下側、配管６２及び
空気弁５１には高圧があつて、空気弁６０を閉じ
た位置に保つ。
650秒の巡航運転の後、ピストン６６は第８Ｈ
図に示す一番左側の位置まで移動しており、ラン
ド７４は配管８７に入るポートの左側に来て、こ
の配管の低圧PBの流体に接続する。この流体は
配管８８を介して通路８２及び空所８３へ流れ
る。やはり配管９８からの高圧流体が最高圧力選
択器９１及び配管６３を通り、空気弁５５を開い
た位置に保つ。巡航速度を保つ限り、装置はこの
状態にとゞまる。
第７図の下向きの勾配の線で示す様に、ピスト
ン６６が後退する期間の間、速度が巡航様式の
13400rpmの閾値より高くなると、ピストン６６
は前に述べた前進計画に従つて、逆に右側へ前進
を開始する。然し、ピストンは、一番左側の位置
から開始するのではなく、後退が停止された所か
らこの動作を始める。例えば、200秒の後退の後、
速度が14000rpmの離陸レベルまで再び上昇した
とすると、ピストン６６は第７図のグラフのＡで
示す65％の行程位置まで後退している。この後ピ
ストンは図示の様に、位置Ｂから前進計画に沿つ
て前進し、その時第５段の冷却空気のみから、第
９段冷却空気のみに変わる。機関を200秒の間巡
航状態で運転して、ピストン６６が第７図の位置
Ａにあり、その後機関を13400乃至14000rpmの上
昇範囲まで加速すると、装置は第８Ｉ図に示す状
態に調節される。この場合、信号TC1及びTC2の
両方が高圧PCであり、その為、高い方の圧力流
体が通路７８、オリフイス８０及びヘツド側空所
７０に入り、ピストン６６の方向を反転し、第７
図の点Ｂから前進計画に従つて再び逆に始動させ
る。高圧信号TC1が配管９８、最高圧力選択器９
１、配管６３を介して空気弁作動装置４９に送ら
れ、弁５５を開いた位置に保ち、第５段空気が流
れる様にする。この時、混合弁９２では、両側が
高圧であり、従つて、ピストン９４は図示のばね
で偏圧された下側位置にとゞまり、配管１０１及
び最高圧力選択器８９に低圧信号PBが存在する
ので、配管６２及び空気弁作動装置５１に入る圧
力流体は低圧であつて、空気弁６０を開き、第９
段空気の流れが空気弁吐出ポート５２に流れるこ
とが出来る様にする。従つて、この混合流様式
は、機関の運転が13400乃至14000rpmの上昇速度
範囲内にある限り続けられる。
次に、装置を650秒全部の間巡航様式で運転し
ていて、その為ピストン６６が一番左側の位置ま
で移動している場合、別の定常状態の様式が要求
されるまで、第５段空気が引続いて流れる。そこ
で速度を134000乃至14000rpmの上昇範囲まで進
めると、タイマが再び第７図のゼロ位置から前進
を開始し、第８Ｊ図乃至第８Ｍ図に示した種々の
状態を順次進む。第８Ｊ図では、TC1及びTC2の
両方が高圧信号PCである。高圧信号TC2が配管８
４、配管８６及び配管６２にあつて、空気弁６０
を閉じた位置に保つ。高圧信号TC1が配管９８及
び配管６３を介して空気弁作動装置４９に送ら
れ、弁５５を開いた位置に保ち、第５段空気が空
気弁吐出ポート５２に流れることが出来る様にす
る。
30秒の後、ピストン６６は第８Ｋ図に示す位置
へ移動している。この時ランド７４は配管８７の
入口の右側に来ている。従つて、配管８４からの
高圧流体がポート７９、空所８１及び配管８７に
入り、ボール１０３の両側に高圧流体を加える。
配管６３はまだ高圧であつて、それが空気弁作動
装置４９に送られるので、弁５５は前と同じく開
いた位置に保たれる。
45秒の後、ピストンは第８Ｌ図に示す位置まで
前進しており、この時ランド７３は配管８６に入
るポートの右側に来ている。この時、配管８８、
通路８２、空所８３及び配管８６から送られて来
る低圧PBの流体が配管６２を低圧状態にし、空
気弁６０が常開位置へ移動し、利用し得る吐出ポ
ート５２に第９段空気を導入する。
85秒の運転の後、ピストン６６は第８Ｍ図に示
す位置に移動し、ランド７６は配管８７に入るポ
ートの右側に来ている。これによつて最高圧力選
択器９１に低圧流体が送られ、ボール１０３が図
示の位置へ移動出来る様になる。然し、配管９８
からの高圧流体が依然として配管６３及び空気弁
作動装置４９に送られ、弁５５を開いた位置に保
つ。ピストン６６が行過ぎ様式を開始し、上昇運
転様式が続く限り、第５段及び第９段空気の混合
空気が持続して供給される。この後、速度を巡航
様式又はアイドリング様式まで下げると、ピスト
ンは第７図に示す勾配にのつて、再び後退計画に
入る。
当業者であれば、この発明の範囲内で、以上説
明した特定の冷却装置のいろいろな組合せが考え
られることは云う迄もない。例えば、特定のコア
速度及び範囲で運転する場合についてこの発明を
説明したが、この発明は任意の特定の運転条件に
合う様なその他の計画、速度及び範囲を使つても
同じ様に実施することが出来る。更に、計画は、
経年によつて生じた機能の変化を埋合せるのに必
要に応じて、定期的に若干修正することが出来
る。その他の変更として、別の空気源、速度感知
装置及び／又は支持体冷却装置を使うことが考え
られる。
【図面の簡単な説明】
第１図はこの発明の好ましい実施例のタービ
ン・シユラウド支持体部分の軸断面図、第２図は
この発明の好ましい実施例のタービン・シユラウ
ド冷却装置の略図、第３図はこの発明の好ましい
実施例の速度感知部分を一部分簡略に示した断面
図、第４図はこの発明のタイマ及び空気弁部分を
一部分略図で示した断面図、第５図はこの発明の
定常状態の動作様式を示す表、第６図は定常状態
の運転中の種々のパラメータの関係を示すグラ
フ、第７図は種々の順序弁の位置及び空気弁の位
置を時間の関数として示すグラフ、第８Ａ図乃至
第８Ｍ図は典型的な動作サイクルを進める時の弁
及び空気弁の一連の位置を示す略図、第８Ａ図は
速度が離陸範囲に入つて30秒以内、第８Ｂ図は同
離陸範囲30〜45秒、第８Ｃ図は同離陸範囲45〜85
秒、第８Ｄ図は同離陸範囲85秒以上で速度が離陸
範囲に保たれているとき、第８Ｅ図は速度が巡航
範囲に入つてから280秒以内、第８Ｆ図は同巡航
範囲280〜450秒、第８Ｇ図は同巡航範囲450〜520
秒、第８Ｈ図は同巡航範囲650秒以上で速度が巡
航範囲に保たれているとき、第８Ｉ図は巡航200
秒の点で速度を上昇範囲に上昇してから85秒以
内、第８Ｊ図は巡航650秒以後で速度を上昇範囲
に上昇してから30秒以内、第８Ｋ図は同上昇範囲
30〜45秒、第８Ｌ図は同上昇範囲45〜85秒、第８
Ｍ図は同上昇範囲85秒以上で速度が上昇範囲に保
たれているときのピストン６６の位置を示す。 主な符号の説明、１１：タービン羽根、１２：
シユラウド部分、４８：タイマ、４９，５１：空
気弁作動装置、５３，５４：信号弁、５５，６
０：空気弁、５８：カム。

Claims (1)

  1. 【特許請求の範囲】 １ 可変速度回転子、シユラウド、回転子を取囲
    むシユラウドを取付けたシユラウド支持体を有す
    る形式の装置に組合される、シユラウド支持体の
    熱による伸びを変調する空気送出し装置に於て、 (a) 回転子の動作速度を感知する手段と、 (b) 加速後の回転子の動作を調時する手段と、 (c) 該調時手段および回転子の速度に応答して空
    気の温度を変える手段とを有する空気送出し装
    置。 ２ 特許請求の範囲１に記載した空気送出し装置
    に於て、温度を変える手段が第１及び第２の空気
    源を含み、第２の空気源の温度が第１の空気源の
    温度より高い空気送出し装置。 ３ 特許請求の範囲１に記載した空気送出し装置
    に於て、前記(c)の手段が前記調時手段に応答し
    て、空気の温度を増分に分けて高める手段を含む
    空気送出し装置。 ４ 特許請求の範囲２に記載した空気送出し装置
    に於て、温度を変える手段が、アイドリング動作
    中は第２の空気源だけから空気を供給する空気送
    出し装置。 ５ 特許請求の範囲２に記載した空気送出し装置
    に於て、温度を変える手段が、加速後の予定の期
    間の間、最初は全く空気を供給しない空気送出し
    装置。 ６ 特許請求の範囲２に記載した空気送出し装置
    に於て、温度を変える手段が、加速後の予定の期
    間の間は、第１の空気源だけから空気を供給する
    空気送出し装置。 ７ 特許請求の範囲２に記載した空気送出し装置
    に於て、温度を変える手段が、加速後の予定の期
    間の間、第１の空気源及び第２の空気源の両方か
    らの混合空気を供給する空気送出し装置。 ８ 特許請求の範囲２に記載した空気送出し装置
    に於て、温度を変える手段が、加速後の予定の期
    間の間、第２の空気源だけから空気を供給する空
    気送出し装置。 ９ 特許請求の範囲１に記載した空気送出し装置
    に於て、減速後の回転子の動作を調時する手段
    と、前記減速に応答して空気の温度を変える手段
    とを有する空気送出し装置。 １０ 特許請求の範囲９に記載した空気送出し装
    置に於て、温度を変える手段が第１の空気源だけ
    から空気を供給する空気送出し装置。 １１ 特許請求の範囲１に記載した空気送出し装
    置に於て、前記調時手段を無効にして、予定の回
    転子速度の変化に応答して空気の温度を変える手
    段を有する空気送出し装置。 １２ 回転子を取囲むシユラウドの支持体の熱に
    よる伸びを変調する方法に於て、 (a) 回転子の動作速度を感知し、 (b) 加速後の回転子の動作を調時し、 (c) この調時手段及び回転子の動作速度に応答し
    て空気源の温度を変え、 (d) 該空気源からの流れをシユラウド支持体に供
    給する工程から成る方法。 １３ 特許請求の範囲１２に記載した方法に於
    て、調時工程の間、前記空気源の温度を増分に分
    けて高くする方法。 １４ 特許請求の範囲１２に記載した方法に於
    て、温度を変える工程が、第１及び第２の空気源
    を選択的に使うことによつて行われ、第２の空気
    源の温度が第１の空気源の温度より高い方法。 １５ 特許請求の範囲１４に記載した方法に於
    て、温度を変える工程が、アイドリング動作中
    は、第２の空気源からの空気だけを使つて行われ
    る方法。 １６ 特許請求の範囲１２に記載した方法に於
    て、温度を変える工程が、最初は、加速後の予定
    の期間の間全く空気を供給しないことによつて行
    われる方法。 １７ 特許請求の範囲１２に記載した方法に於
    て、温度を変える工程が、加速後の予定の期間の
    間、第１の空気源からの空気だけを供給すること
    によつて行われる方法。 １８ 特許請求の範囲１２に記載した方法に於
    て、温度を変える工程が、加速後の予定の期間の
    間、第１及び第２の空気源の両方からの混合空気
    を供給することによつて行われる方法。 １９ 特許請求の範囲１２に記載した方法に於
    て、温度を変える工程が、加速後の予定の期間の
    間、第２の空気源からの空気だけを供給する工程
    を含む方法。 ２０ 特許請求の範囲１２に記載した方法に於
    て、減速後の回転子の動作を調時し、この減速に
    応答して空気の温度を変える工程を含む方法。 ２１ 特許請求の範囲２０に記載した方法に於
    て、温度を変える工程が、減速後は第１の空気源
    からの空気だけを供給することによつて行われる
    方法。 ２２ 特許請求の範囲１２に記載した方法に於
    て、前記調時手段を無効にして、予定の回転子速
    度の変化に応答して空気の温度を変える工程を含
    む方法。 ２３ 回転子、不動のシユラウド、シユラウド支
    持構造、及び回転子とシユラウドの間のすき間を
    調整する為に支持構造の温度を変える手段を有す
    る形式のターボ流体機械装置に於て、 (a) 回転子の動作速度を感知する手段と、 (b) 加速後の回転子の動作を調時する手段と、 (c) 第１の温度の空気を供給する第１の源と、 (d) 前記第１の温度より高い第２の温度の空気を
    供給する第２の源と、 (e) 前記調時手段及び回転子の速度に応答して、
    第１及び第２の温度の空気の選択的な組合せに
    よつて空気流を作る混合手段と、 (f) 該空気の流れをシユラウド支持構造に導入し
    て、その熱による伸びを変調する手段とを有す
    るターボ流体機械装置。 ２４ 特許請求の範囲２３に記載したターボ流体
    機械装置に於て、第１及び第２の源が圧縮機の抽
    気源で構成されるターボ流体機械装置。 ２５ 特許請求の範囲２３に記載した、圧縮機を
    有するターボ流体機械装置に於て、前記第１の源
    が圧縮機の中間段からの抽気マニホルドで構成さ
    れるターボ流体機械装置。 ２６ 特許請求の範囲２３に記載した、圧縮機を
    有するターボ流体機械装置に於て、前記第２の源
    が圧縮機の更に後段からの抽気マニホルドで構成
    されるターボ流体機械装置。 ２７ 特許請求の範囲２３に記載したターボ流体
    機械装置に於て、流れを導入する手段が、空気の
    流れをシユラウド支持構造にぶつける衝突シユラ
    ウドを含むターボ流体機械装置。 ２８ 特許請求の範囲２３に記載したターボ流体
    機械装置に於て、前記混合手段は、アイドリング
    動作の間、前記第２の空気源からの空気だけを供
    給するターボ流体機械装置。 ２９ 特許請求の範囲２３に記載したターボ流体
    機械装置に於て、前記混合手段が最初は、加速後
    の予定の期間の間、全く空気を供給しないターボ
    流体機械装置。 ３０ 特許請求の範囲２３に記載したターボ流体
    機械装置に於て、前記混合手段が、加速後の予定
    の期間の間、第１の空気源からの空気だけを供給
    するターボ流体機械装置。 ３１ 特許請求の範囲２３に記載したターボ流体
    機械装置に於て、前記混合手段が、加速後の予定
    の期間の間、前記第１及び第２の空気源の両方か
    らの混合空気を供給するターボ流体機械装置。 ３２ 特許請求の範囲２３に記載したターボ流体
    機械装置に於て、前記混合手段が加速後の予定の
    期間の間、第２の空気源からの空気だけを供給す
    るターボ流体機械装置。 ３３ 特許請求の範囲２３に記載したターボ流体
    機械装置に於て、減速後の回転子の動作を調時す
    る手段と、この減速に応答して空気の温度を変え
    る手段とを有するターボ流体機械装置。 ３４ 特許請求の範囲２３に記載したターボ流体
    機械装置に於て、温度を変える手段が第１の空気
    源からの空気だけを供給するターボ流体機械装
    置。 ３５ 特許請求の範囲２３に記載したターボ流体
    機械装置に於て、前記調時手段を無効にして、予
    定の回転子速度の変化に応答して、空気の温度を
    変える手段を有するターボ流体機械装置。 ３６ 特許請求の範囲２３に記載したターボ流体
    機械装置に於て、前記混合手段が、ターボ流体機
    械装置の予定の動作様式を調時する手段を含んで
    いるターボ流体機械装置。 ３７ 特許請求の範囲３６に記載したターボ流体
    機械装置に於て、ターボ流体機械の速度を予定の
    レベルを越えて進めた時、調時手段を作動するタ
    ーボ流体機械装置。
JP8994579A 1978-07-17 1979-07-17 Method and device for feeding air Granted JPS5560626A (en)

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Families Citing this family (77)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4314792A (en) * 1978-12-20 1982-02-09 United Technologies Corporation Turbine seal and vane damper
US4329114A (en) 1979-07-25 1982-05-11 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Active clearance control system for a turbomachine
US4304093A (en) 1979-08-31 1981-12-08 General Electric Company Variable clearance control for a gas turbine engine
FR2467292A1 (fr) * 1979-10-09 1981-04-17 Snecma Dispositif de reglage du jeu entre les aubes mobiles et l'anneau de turbine
US4338061A (en) * 1980-06-26 1982-07-06 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Control means for a gas turbine engine
US4513567A (en) * 1981-11-02 1985-04-30 United Technologies Corporation Gas turbine engine active clearance control
GB2108586B (en) * 1981-11-02 1985-08-07 United Technologies Corp Gas turbine engine active clearance control
US4525998A (en) * 1982-08-02 1985-07-02 United Technologies Corporation Clearance control for gas turbine engine
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
GB2136508B (en) * 1983-03-11 1987-12-31 United Technologies Corp Coolable stator assembly for a gas turbine engine
DE3309812C2 (de) 1983-03-18 1994-04-14 United Technologies Corp Äußeres Gehäuse für ein Gasturbinentriebwerk
US4525997A (en) * 1983-08-01 1985-07-02 United Technologies Corporation Stator assembly for bounding the flow path of a gas turbine engine
US4648241A (en) * 1983-11-03 1987-03-10 United Technologies Corporation Active clearance control
US4576547A (en) * 1983-11-03 1986-03-18 United Technologies Corporation Active clearance control
US4553901A (en) * 1983-12-21 1985-11-19 United Technologies Corporation Stator structure for a gas turbine engine
US4643638A (en) * 1983-12-21 1987-02-17 United Technologies Corporation Stator structure for supporting an outer air seal in a gas turbine engine
US4645416A (en) * 1984-11-01 1987-02-24 United Technologies Corporation Valve and manifold for compressor bore heating
US4632635A (en) * 1984-12-24 1986-12-30 Allied Corporation Turbine blade clearance controller
US4752184A (en) * 1986-05-12 1988-06-21 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Self-locking outer air seal with full backside cooling
US4824327A (en) * 1987-12-15 1989-04-25 United Technologies Corporation Gas turbine engine oil drain slot
US4928240A (en) * 1988-02-24 1990-05-22 General Electric Company Active clearance control
US5012420A (en) * 1988-03-31 1991-04-30 General Electric Company Active clearance control for gas turbine engine
US4893983A (en) * 1988-04-07 1990-01-16 General Electric Company Clearance control system
US4893984A (en) * 1988-04-07 1990-01-16 General Electric Company Clearance control system
US4826397A (en) * 1988-06-29 1989-05-02 United Technologies Corporation Stator assembly for a gas turbine engine
US5039278A (en) * 1989-04-11 1991-08-13 General Electric Company Power turbine ventilation system
US5090193A (en) * 1989-06-23 1992-02-25 United Technologies Corporation Active clearance control with cruise mode
US5104287A (en) * 1989-09-08 1992-04-14 General Electric Company Blade tip clearance control apparatus for a gas turbine engine
US5018942A (en) * 1989-09-08 1991-05-28 General Electric Company Mechanical blade tip clearance control apparatus for a gas turbine engine
US5096375A (en) * 1989-09-08 1992-03-17 General Electric Company Radial adjustment mechanism for blade tip clearance control apparatus
US5054997A (en) * 1989-11-22 1991-10-08 General Electric Company Blade tip clearance control apparatus using bellcrank mechanism
US5098133A (en) * 1990-01-31 1992-03-24 General Electric Company Tube coupling with swivelable piston
US5056988A (en) * 1990-02-12 1991-10-15 General Electric Company Blade tip clearance control apparatus using shroud segment position modulation
US5049033A (en) * 1990-02-20 1991-09-17 General Electric Company Blade tip clearance control apparatus using cam-actuated shroud segment positioning mechanism
US5100291A (en) * 1990-03-28 1992-03-31 General Electric Company Impingement manifold
US5127793A (en) * 1990-05-31 1992-07-07 General Electric Company Turbine shroud clearance control assembly
GB2245316B (en) * 1990-06-21 1993-12-15 Rolls Royce Plc Improvements in shroud assemblies for turbine rotors
EP0481149B1 (en) * 1990-10-17 1995-03-08 United Technologies Corporation Active control for gas turbine rotor-stator clearance
US5228828A (en) * 1991-02-15 1993-07-20 General Electric Company Gas turbine engine clearance control apparatus
US5152666A (en) * 1991-05-03 1992-10-06 United Technologies Corporation Stator assembly for a rotary machine
GB2263946A (en) * 1992-02-04 1993-08-11 Bmw Rolls Royce Gmbh An arrangement for supplying cooling air to a gas turbine casing.
FR2688539A1 (fr) * 1992-03-11 1993-09-17 Snecma Stator de turbomachine comprenant des dispositifs de reglage de jeu entre le stator et les aubes du rotor.
DE4327376A1 (de) * 1993-08-14 1995-02-16 Abb Management Ag Verdichter sowie Verfahren zu dessen Betrieb
US5399066A (en) * 1993-09-30 1995-03-21 General Electric Company Integral clearance control impingement manifold and environmental shield
US5685693A (en) * 1995-03-31 1997-11-11 General Electric Co. Removable inner turbine shell with bucket tip clearance control
DE19643716A1 (de) * 1996-10-23 1998-04-30 Asea Brown Boveri Schaufelträger für einen Verdichter
GB9709086D0 (en) * 1997-05-07 1997-06-25 Rolls Royce Plc Gas turbine engine cooling apparatus
DE19756734A1 (de) * 1997-12-19 1999-06-24 Bmw Rolls Royce Gmbh Passives Spalthaltungssystem einer Gasturbine
US5993150A (en) * 1998-01-16 1999-11-30 General Electric Company Dual cooled shroud
US6224329B1 (en) * 1999-01-07 2001-05-01 Siemens Westinghouse Power Corporation Method of cooling a combustion turbine
DE19961528C1 (de) * 1999-12-20 2001-06-13 Siemens Ag Verfahren zur Überwachung des radialen Spalts zwischen dem Rotor und dem Stator eines elektrischen Generators und Vorrichtung zur Durchführung des Verfahrens
US6327844B1 (en) * 2000-03-03 2001-12-11 General Electric Company Methods and apparatus for retaining flow restrictors within turbine engines
US7554324B2 (en) * 2003-10-28 2009-06-30 Honeywell International Inc. Turbine blade proximity sensor and control system
FR2890685B1 (fr) * 2005-09-14 2007-12-14 Snecma Pilotage de jeu au sommet d'aubes de rotor de turbine haute pression dans une turbomachine
US7491029B2 (en) 2005-10-14 2009-02-17 United Technologies Corporation Active clearance control system for gas turbine engines
US8126628B2 (en) * 2007-08-03 2012-02-28 General Electric Company Aircraft gas turbine engine blade tip clearance control
US8616827B2 (en) * 2008-02-20 2013-12-31 Rolls-Royce Corporation Turbine blade tip clearance system
US8256228B2 (en) * 2008-04-29 2012-09-04 Rolls Royce Corporation Turbine blade tip clearance apparatus and method
US8296037B2 (en) * 2008-06-20 2012-10-23 General Electric Company Method, system, and apparatus for reducing a turbine clearance
JP5220509B2 (ja) * 2008-08-01 2013-06-26 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ 航空機用ガスタービンエンジンのブレード先端間隙制御
GB201105103D0 (en) * 2011-03-28 2011-05-11 Rolls Royce Plc Securing system
US8708554B2 (en) * 2011-05-12 2014-04-29 Arrowhead Products Corporation Leak detection apparatus for aircraft bleed air systems
US9157331B2 (en) * 2011-12-08 2015-10-13 Siemens Aktiengesellschaft Radial active clearance control for a gas turbine engine
US8967951B2 (en) 2012-01-10 2015-03-03 General Electric Company Turbine assembly and method for supporting turbine components
US9677421B2 (en) 2012-10-24 2017-06-13 United Technologies Corporation Gas turbine engine rotor drain feature
EP2959117B1 (en) 2013-02-23 2019-07-03 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Blade clearance control for gas turbine engine
JP5460902B2 (ja) * 2013-03-07 2014-04-02 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ 航空機用ガスタービンエンジンのブレード先端間隙制御
US9810088B2 (en) * 2013-03-15 2017-11-07 United Technologies Corporation Floating blade outer air seal assembly for gas turbine engine
US10557368B2 (en) * 2013-04-12 2020-02-11 United Technologies Corporation Gas turbine engine rapid response clearance control system with variable volume turbine case
FR3024751B1 (fr) * 2014-08-05 2019-07-19 Safran Aircraft Engines Unite de commande pour le pilotage d'un jeu entre des sommets d'aubes et un anneau de turbine
US10316698B2 (en) * 2016-05-23 2019-06-11 United Technologies Corporation Dirt shield
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
US10794214B2 (en) * 2017-05-08 2020-10-06 United Technologies Corporation Tip clearance control for gas turbine engine
EP3540182A1 (de) * 2018-03-14 2019-09-18 Siemens Aktiengesellschaft Verfahren zur steuerung einer spaltminimierung einer gasturbine
CN110454238A (zh) * 2019-07-31 2019-11-15 中国航发沈阳发动机研究所 一种用于涡轮间隙主动控制的热气分配器、平台及方法
US12345180B2 (en) * 2022-01-20 2025-07-01 General Electric Company Stator plenum for a gas turbine engine
US12313012B2 (en) * 2023-08-14 2025-05-27 General Electric Company System and method for reducing a clearance gap in an engine

Family Cites Families (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1090173A (en) * 1966-05-04 1967-11-08 Rolls Royce Gas turbine engine
US3391904A (en) * 1966-11-02 1968-07-09 United Aircraft Corp Optimum response tip seal
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
US3584458A (en) * 1969-11-25 1971-06-15 Gen Motors Corp Turbine cooling
GB1248198A (en) 1970-02-06 1971-09-29 Rolls Royce Sealing device
FR2280791A1 (fr) * 1974-07-31 1976-02-27 Snecma Perfectionnements au reglage du jeu entre les aubes et le stator d'une turbine
US3966354A (en) * 1974-12-19 1976-06-29 General Electric Company Thermal actuated valve for clearance control
US4005946A (en) * 1975-06-20 1977-02-01 United Technologies Corporation Method and apparatus for controlling stator thermal growth
US4069662A (en) * 1975-12-05 1978-01-24 United Technologies Corporation Clearance control for gas turbine engine
GB1581855A (en) * 1976-08-02 1980-12-31 Gen Electric Turbomachine performance
GB1581566A (en) * 1976-08-02 1980-12-17 Gen Electric Minimum clearance turbomachine shroud apparatus
US4102595A (en) * 1976-10-19 1978-07-25 General Electric Company Bleed valve control system
US4117669A (en) * 1977-03-04 1978-10-03 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Apparatus and method for reducing thermal stress in a turbine rotor

Also Published As

Publication number Publication date
IT7923983A0 (it) 1979-06-29
GB2089439B (en) 1983-04-20
GB2089439A (en) 1982-06-23
FR2431608B1 (fr) 1986-04-11
CA1119525A (en) 1982-03-09
US4230436A (en) 1980-10-28
GB2025536A (en) 1980-01-23
GB2025536B (en) 1983-04-27
DE2927781C2 (ja) 1987-05-27
FR2431608A1 (fr) 1980-02-15
JPS5560626A (en) 1980-05-07
IT1125409B (it) 1986-05-14
DE2927781A1 (de) 1980-01-31

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