JPH0379524B2 - - Google Patents
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- JPH0379524B2 JPH0379524B2 JP60213591A JP21359185A JPH0379524B2 JP H0379524 B2 JPH0379524 B2 JP H0379524B2 JP 60213591 A JP60213591 A JP 60213591A JP 21359185 A JP21359185 A JP 21359185A JP H0379524 B2 JPH0379524 B2 JP H0379524B2
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- JP
- Japan
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- chamber
- hole
- turbine engine
- space
- casing
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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
- F01D11/08—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
-
- 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
- F01D11/001—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between stator blade and rotor
-
- 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
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Sealing Using Fluids, Sealing Without Contact, And Removal Of Oil (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】
本発明は、タービンエンジンのラビリンスパツ
キンの遊隙制御装置に係る。
キンの遊隙制御装置に係る。
従来例においては、タービンエンジンの固定部
分と回転部分との間の密封性は、一方では回転部
分では作動条件及びさまざまな技術的パラメータ
に従つて可変である数の薄片部材と、他方では対
向位置にある固定部分ではいわゆる「摩損可能の
（abradable）」、つまり薄片部材と接触したよう
な場合にこれをいちぢるしく傷つけることなく摩
擦式に使用することができる摩耗及び密封用リン
グを構成し、更にタービンエンジンの固定装置と
結合した環状支持部品によつて支持された要素と
から成るラビリンス形パツキンに頼る場合が多
い。この種のパツキンは例えば、圧縮機又はター
ビンのさまざまな可動段と隣接する固定（又はさ
まざまな速度で回転する）部分との間に配置され
得る。薄片部材はこの場合、クロスバー又はリン
ズによつて支持され、密封リング固定子上に（又
は好ましくは最も低い速度で回転する可動部分上
に）固定される。
分と回転部分との間の密封性は、一方では回転部
分では作動条件及びさまざまな技術的パラメータ
に従つて可変である数の薄片部材と、他方では対
向位置にある固定部分ではいわゆる「摩損可能の
（abradable）」、つまり薄片部材と接触したよう
な場合にこれをいちぢるしく傷つけることなく摩
擦式に使用することができる摩耗及び密封用リン
グを構成し、更にタービンエンジンの固定装置と
結合した環状支持部品によつて支持された要素と
から成るラビリンス形パツキンに頼る場合が多
い。この種のパツキンは例えば、圧縮機又はター
ビンのさまざまな可動段と隣接する固定（又はさ
まざまな速度で回転する）部分との間に配置され
得る。薄片部材はこの場合、クロスバー又はリン
ズによつて支持され、密封リング固定子上に（又
は好ましくは最も低い速度で回転する可動部分上
に）固定される。
これらのパツキンをタービンエンジンのさまざ
まな枠の間に配置し、更に一方では圧縮機の出力
側の、他方ではタービンの入力側の燃焼室のボツ
クス外枠の先端にこれらを配置する。この場合パ
ツキンの密封機能そのものはより複雑となる。実
際は、タービンエンジンのさまざまな枠の間の圧
力の釣合がふつうは求められる。制御された空気
循環もまた、タービンエンジンの他の部分で場合
によつては使用可能なある程度の通気流を生じさ
せることが枠内で求められ、従つてこのタイプの
ラビリンスパツキンを通過する気流量、いわゆる
「逸出量」を最高の精度で制御することが望まし
く、この気流量の制御のしかたが、タービンエン
ジンの効率又はさまざまな部品の寿命といつたよ
うなさまざまな結果に影響をもたらす。例えば枠
内の圧力のようなさまざまな作動条件の他に、こ
の気流量の制御を左右する基本的パラメータの一
つに、薄片部材の頂部と、摩耗及び密封用リング
間の作動時遊隙がある。
まな枠の間に配置し、更に一方では圧縮機の出力
側の、他方ではタービンの入力側の燃焼室のボツ
クス外枠の先端にこれらを配置する。この場合パ
ツキンの密封機能そのものはより複雑となる。実
際は、タービンエンジンのさまざまな枠の間の圧
力の釣合がふつうは求められる。制御された空気
循環もまた、タービンエンジンの他の部分で場合
によつては使用可能なある程度の通気流を生じさ
せることが枠内で求められ、従つてこのタイプの
ラビリンスパツキンを通過する気流量、いわゆる
「逸出量」を最高の精度で制御することが望まし
く、この気流量の制御のしかたが、タービンエン
ジンの効率又はさまざまな部品の寿命といつたよ
うなさまざまな結果に影響をもたらす。例えば枠
内の圧力のようなさまざまな作動条件の他に、こ
の気流量の制御を左右する基本的パラメータの一
つに、薄片部材の頂部と、摩耗及び密封用リング
間の作動時遊隙がある。
これらの提起された問題に答えるため、また特
に、タービンエンジンの作動条件が、安定状態で
あれ、過渡状態の各段階内であれ左右されずに、
ラビリンスパツキン内の摩耗及び密封用リングと
薄片部材との間の遊隙を制御値に維持するため、
さまざまな方策が講ぜられた。従つて本出願人に
よるフランス特許FR−Ａ第2437544号は、シール
リングの支持部品を、下流端が燃焼室のボツクス
の内壁内に設けられた給気口に結合し、他端を圧
縮機の軸を囲むより低い圧力の雰囲気のスペース
に通じた円形通路によつてとり囲んだパツキンを
開示している。パツキンの冷却気の循環流量の調
節は、この場合、タービンエンジンの作動パラメ
ータに従属する調節可能な排出弁を援用して行わ
れる。この制御方法は、しかしながら、この方法
に固有のさまざまな不具合を生じさせる。その理
由は、この方法が一方では弁及びその他の付属品
に結びついた故障ないし不良作動の危険をふやす
複雑な制御伝達チエーンに起因しており、他方で
は特に過渡状態の諸段階における応答時間が十分
な作動を確保するには長すぎるためである。
に、タービンエンジンの作動条件が、安定状態で
あれ、過渡状態の各段階内であれ左右されずに、
ラビリンスパツキン内の摩耗及び密封用リングと
薄片部材との間の遊隙を制御値に維持するため、
さまざまな方策が講ぜられた。従つて本出願人に
よるフランス特許FR−Ａ第2437544号は、シール
リングの支持部品を、下流端が燃焼室のボツクス
の内壁内に設けられた給気口に結合し、他端を圧
縮機の軸を囲むより低い圧力の雰囲気のスペース
に通じた円形通路によつてとり囲んだパツキンを
開示している。パツキンの冷却気の循環流量の調
節は、この場合、タービンエンジンの作動パラメ
ータに従属する調節可能な排出弁を援用して行わ
れる。この制御方法は、しかしながら、この方法
に固有のさまざまな不具合を生じさせる。その理
由は、この方法が一方では弁及びその他の付属品
に結びついた故障ないし不良作動の危険をふやす
複雑な制御伝達チエーンに起因しており、他方で
は特に過渡状態の諸段階における応答時間が十分
な作動を確保するには長すぎるためである。
フランス特許FR−Ａ第2025869号により公知の
他の装置は、シールリングを支えるボツクスと、
回転子と結合して薄片部材を支持するリングとの
間の温度の平衡化によつてラビリンスパツキン内
の熱膨張の差を最小化することを目指している。
このため、ボツクスの外面は冷却空気の循環する
空気を設けたスクリーンによつて熱気流から分離
されている。しかしながらこの方法はタービンエ
ンジンの作動条件、特に過渡状態の諸段階におけ
る変化に対応する特定の対策が何も考えられてい
ない。
他の装置は、シールリングを支えるボツクスと、
回転子と結合して薄片部材を支持するリングとの
間の温度の平衡化によつてラビリンスパツキン内
の熱膨張の差を最小化することを目指している。
このため、ボツクスの外面は冷却空気の循環する
空気を設けたスクリーンによつて熱気流から分離
されている。しかしながらこの方法はタービンエ
ンジンの作動条件、特に過渡状態の諸段階におけ
る変化に対応する特定の対策が何も考えられてい
ない。
本発明の目的は、以前の解決法の不都合を是正
することによつてこれらの問題を解決することで
ある。すなわち、タービンエンジンを加速する場
合に薄片部材の頂部と、ラビリンスパツキンと摩
耗及び密封用リングの協働面との間の最小遊隙を
所定の値に確保し得るとともに減速する場合にも
薄片部材が摩耗層にもぐり込むことを完全に防止
して、最小遊隙を所定の値に維持し得る遊隙制御
装置を提供することにある。このもぐり込みはさ
まざまな機械的不都合（振動現象、発散効果現象
を誘発する加熱）の他に、効率を明らかに阻害す
る大きすぎる遊隙を以後に出現させる恐れがあ
る。実際は、この最終減速過渡段階において、再
加速段階がただちに継続し得るように、最小遊隙
が維持されなければならない。
することによつてこれらの問題を解決することで
ある。すなわち、タービンエンジンを加速する場
合に薄片部材の頂部と、ラビリンスパツキンと摩
耗及び密封用リングの協働面との間の最小遊隙を
所定の値に確保し得るとともに減速する場合にも
薄片部材が摩耗層にもぐり込むことを完全に防止
して、最小遊隙を所定の値に維持し得る遊隙制御
装置を提供することにある。このもぐり込みはさ
まざまな機械的不都合（振動現象、発散効果現象
を誘発する加熱）の他に、効率を明らかに阻害す
る大きすぎる遊隙を以後に出現させる恐れがあ
る。実際は、この最終減速過渡段階において、再
加速段階がただちに継続し得るように、最小遊隙
が維持されなければならない。
本発明によれば前記目的は、ケーシングと、前
記ケーシングの内部に装着された回転子と、前記
回転子を囲繞するように前記回転子に支持された
ラビリンスパツキンと、内部に環状空間を有し前
記ケーシングの内面に取付けられるとともに前記
ラビリンスパツキンと協働して遊隙を規定するよ
うに前記ラビリンスパツキンを囲繞しており、前
記ケーシングの内部を前記回転子の長手軸方向に
関してタービンエンジンの上流側に配置された第
１の空間とタービンエンジンの下流側に配置され
た第２の空間とに仕切る熱膨脹性の環状部材と、
前記環状部材の内側に配設されており、前記環状
部材の前記環状空間を前記長手軸方向と直交する
方向に関して第１の室と第２の室とに仕切る薄板
と、前記環状部材の外周壁に設けられており、前
記第１の空間と前記第１の室とを連通する第１の
貫通孔と、前記薄板に設けられており、前記第１
の室と前記第２の室とを連通する第２の貫通孔
と、前記環状部材の一端において前記遊隙と対面
する前記環状部材の内周壁に設けられており、前
記遊隙と前記第１の室とを連通する第３の貫通孔
と、前記環状部材の他端に設けられており、前記
第２の室と前記第２の空間とを連通する第４の貫
通孔とを含むタービンエンジンのラビリンスパツ
キンの遊隙制御装置によつて達成される。
記ケーシングの内部に装着された回転子と、前記
回転子を囲繞するように前記回転子に支持された
ラビリンスパツキンと、内部に環状空間を有し前
記ケーシングの内面に取付けられるとともに前記
ラビリンスパツキンと協働して遊隙を規定するよ
うに前記ラビリンスパツキンを囲繞しており、前
記ケーシングの内部を前記回転子の長手軸方向に
関してタービンエンジンの上流側に配置された第
１の空間とタービンエンジンの下流側に配置され
た第２の空間とに仕切る熱膨脹性の環状部材と、
前記環状部材の内側に配設されており、前記環状
部材の前記環状空間を前記長手軸方向と直交する
方向に関して第１の室と第２の室とに仕切る薄板
と、前記環状部材の外周壁に設けられており、前
記第１の空間と前記第１の室とを連通する第１の
貫通孔と、前記薄板に設けられており、前記第１
の室と前記第２の室とを連通する第２の貫通孔
と、前記環状部材の一端において前記遊隙と対面
する前記環状部材の内周壁に設けられており、前
記遊隙と前記第１の室とを連通する第３の貫通孔
と、前記環状部材の他端に設けられており、前記
第２の室と前記第２の空間とを連通する第４の貫
通孔とを含むタービンエンジンのラビリンスパツ
キンの遊隙制御装置によつて達成される。
本発明においては、環状部材が内部に環状空間
を有し回転子に支持されたラビリンスパツキンと
協働して遊隙を規定するようにラビリンスパツキ
ンを囲繞するとともにケーシングの内部を第１の
空間と第２の空間とに仕切り、薄板が環状空間を
第１の室と第２の室とに仕切り、第１の貫通孔が
第１の空間と第１の室とに連通し、第２の貫通孔
が第１の室と第２の室とに連通し、第３の貫通孔
が遊隙と第１の室とに連通し、第４の貫通孔が第
２の室と第２の空間とに連通するが故に、タービ
ンエンジンの加速の際にはラビリンスパツキンの
膨脹による一時的な遊隙の減少に伴つて第３の貫
通孔から導入される流体よりも高温の流体を、第
１の貫通孔を介して遊隙の減少以前よりも多量に
第１の室に導入し得、第１の室に導入された高温
の流体を第２の貫通孔を介して第２の室へ導入し
得、環状部材の内周壁に熱膨脹を生起し得、減速
の際にはラビリンスパツキンの収縮による一時的
な遊隙の増加に伴つて第１の貫通孔から導入され
る流体よりも低温の流体を、第３の貫通孔を介し
て遊隙の増加以前よりも多量に第１の室に導入し
得、第１の室に導入された低温の流体を第２の貫
通孔を介して第２の室へ導入し得、環状部材の内
周壁に熱収縮を生起し得、その結果、タービンエ
ンジンの運転中に回転子とラビリンスパツキンと
の遊隙を所定の間隔に維持し得る。
を有し回転子に支持されたラビリンスパツキンと
協働して遊隙を規定するようにラビリンスパツキ
ンを囲繞するとともにケーシングの内部を第１の
空間と第２の空間とに仕切り、薄板が環状空間を
第１の室と第２の室とに仕切り、第１の貫通孔が
第１の空間と第１の室とに連通し、第２の貫通孔
が第１の室と第２の室とに連通し、第３の貫通孔
が遊隙と第１の室とに連通し、第４の貫通孔が第
２の室と第２の空間とに連通するが故に、タービ
ンエンジンの加速の際にはラビリンスパツキンの
膨脹による一時的な遊隙の減少に伴つて第３の貫
通孔から導入される流体よりも高温の流体を、第
１の貫通孔を介して遊隙の減少以前よりも多量に
第１の室に導入し得、第１の室に導入された高温
の流体を第２の貫通孔を介して第２の室へ導入し
得、環状部材の内周壁に熱膨脹を生起し得、減速
の際にはラビリンスパツキンの収縮による一時的
な遊隙の増加に伴つて第１の貫通孔から導入され
る流体よりも低温の流体を、第３の貫通孔を介し
て遊隙の増加以前よりも多量に第１の室に導入し
得、第１の室に導入された低温の流体を第２の貫
通孔を介して第２の室へ導入し得、環状部材の内
周壁に熱収縮を生起し得、その結果、タービンエ
ンジンの運転中に回転子とラビリンスパツキンと
の遊隙を所定の間隔に維持し得る。
さらに実施例においては、摩耗及び密封用リン
グを支える支持部品及び、薄片部材を支える回転
子部材の協働部分は、前記薄片部材及び前記シー
ルを含む部分の上流側に主頚部を形成する先細末
広環状ノズルを設けるようにして形成されてい
る。
グを支える支持部品及び、薄片部材を支える回転
子部材の協働部分は、前記薄片部材及び前記シー
ルを含む部分の上流側に主頚部を形成する先細末
広環状ノズルを設けるようにして形成されてい
る。
好ましくは、環状支持部品の前記穿孔が先細末
広ノズルの主頚部を形成する前記協働部分と同じ
高さにあり、従つて固定子の第１の室と前記ノズ
ルの前記主頚部とをつなぐことである。
広ノズルの主頚部を形成する前記協働部分と同じ
高さにあり、従つて固定子の第１の室と前記ノズ
ルの前記主頚部とをつなぐことである。
本発明のその他の特徴及び利点は、添付図面を
参照して述べる以下の説明によりさらに良く理解
されよう。
参照して述べる以下の説明によりさらに良く理解
されよう。
第１図は、本発明実施例を含むタービンエンジ
ン部分を安定作動条件の下で軸断面図として概略
的に示す。ラビリンスパツキンはタービンエンジ
ンの固定部分と回転部分との間に配置されてい
る。回転部分は回転子１によつて概略的に示され
ている。固定部分はタービンエンジンの固定装置
の部品３に公知の方法で結合され、ケーシングの
内部をタービンエンジンの上流側に配置された第
１の空間とタービンエンジンの下流側に配置され
た第２の空間とに仕切る環状部材としての固定子
２を含んでいる。この固定子２内には環状支持部
品６によつて内側から閉じられた環状空間５が設
けられており、部品６の内面の下流側部分には摩
耗及び密封用リング７が固定されている。このシ
ールリングは公知のいずれかのタイプで普通に使
用されているものでよく、但し好ましくは本発明
装置の実施例ではハニカム構造であるか又は、ラ
ビリンスを通過する流量が遊隙に比例しないよう
なタイプの構造であるのがよい。固定子２はその
外径上に第１の貫通孔としての１個又は数個の空
気の取入れ口８を含んでおり、さらに同様に下流
側外周上に後術の空気取出し口１０とともに第４
の貫通孔を構成する１個又は数個の空気取出し口
９を含んでいる。これらの取出し口９は固定子２
の内径方向に配置され、さらに１個又は数個の他
の空気取出し口１０は、固定子２の外径方向に、
同じく下流側周縁上に配置されることができる。
固定子２の環状空間５の内側には、第２の貫通孔
としての数列の多重孔１２を孔明けした薄板１１
が配置されている。この薄板１１は環状空間５を
２個の室、つまり一方は空気取入れ口８を含む第
１の室５ａ、他方は空気取出し口９及び場合によ
つては１０を含む第２の室５ｂ、に分割する。摩
耗及びリング７と直角に、回転子１がラビリンス
すなわち薄片部材１３（図示の例では５枚）を支
持する。シールリング７を支持する環状支持部品
６の上流側部分と、薄片部材１３を支持する部分
の上流側の回転子１は、リング７上に突出した協
働部１４を、回転子１上に突出した協働部１５を
含む。これらの突出した部分１４及び１５はそれ
ぞれ、リング７と回転子１の間に位置する上流側
空間内に、頚部１９によつて結合される上流側先
細部分１７と下流側末広部分１８を含むノズル１
６を形成するように作られている。リング７の上
流側部分１４は、頚部１９と直角に、先細−末広
ノズル１６の頚部１９に一方側を、固定子２の環
状空間５の室５ａ内に他方側を通じている第３の
貫通孔としての１又は数個の孔２０を含む。
ン部分を安定作動条件の下で軸断面図として概略
的に示す。ラビリンスパツキンはタービンエンジ
ンの固定部分と回転部分との間に配置されてい
る。回転部分は回転子１によつて概略的に示され
ている。固定部分はタービンエンジンの固定装置
の部品３に公知の方法で結合され、ケーシングの
内部をタービンエンジンの上流側に配置された第
１の空間とタービンエンジンの下流側に配置され
た第２の空間とに仕切る環状部材としての固定子
２を含んでいる。この固定子２内には環状支持部
品６によつて内側から閉じられた環状空間５が設
けられており、部品６の内面の下流側部分には摩
耗及び密封用リング７が固定されている。このシ
ールリングは公知のいずれかのタイプで普通に使
用されているものでよく、但し好ましくは本発明
装置の実施例ではハニカム構造であるか又は、ラ
ビリンスを通過する流量が遊隙に比例しないよう
なタイプの構造であるのがよい。固定子２はその
外径上に第１の貫通孔としての１個又は数個の空
気の取入れ口８を含んでおり、さらに同様に下流
側外周上に後術の空気取出し口１０とともに第４
の貫通孔を構成する１個又は数個の空気取出し口
９を含んでいる。これらの取出し口９は固定子２
の内径方向に配置され、さらに１個又は数個の他
の空気取出し口１０は、固定子２の外径方向に、
同じく下流側周縁上に配置されることができる。
固定子２の環状空間５の内側には、第２の貫通孔
としての数列の多重孔１２を孔明けした薄板１１
が配置されている。この薄板１１は環状空間５を
２個の室、つまり一方は空気取入れ口８を含む第
１の室５ａ、他方は空気取出し口９及び場合によ
つては１０を含む第２の室５ｂ、に分割する。摩
耗及びリング７と直角に、回転子１がラビリンス
すなわち薄片部材１３（図示の例では５枚）を支
持する。シールリング７を支持する環状支持部品
６の上流側部分と、薄片部材１３を支持する部分
の上流側の回転子１は、リング７上に突出した協
働部１４を、回転子１上に突出した協働部１５を
含む。これらの突出した部分１４及び１５はそれ
ぞれ、リング７と回転子１の間に位置する上流側
空間内に、頚部１９によつて結合される上流側先
細部分１７と下流側末広部分１８を含むノズル１
６を形成するように作られている。リング７の上
流側部分１４は、頚部１９と直角に、先細−末広
ノズル１６の頚部１９に一方側を、固定子２の環
状空間５の室５ａ内に他方側を通じている第３の
貫通孔としての１又は数個の孔２０を含む。
以上説明した本発明装置の実施例は、安定状態
においても過渡状態においても、タービンエンジ
ンのすべての作動状態において、タービンエンジ
ンのラビリンスパツキンを通過する空気流量の制
御値を確保する事実上一定の遊隙を確保しなが
ら、改良された機能を得ることを可能にするもの
であつて、前記装置はラビリンスパツキンのとこ
ろに漏れが生じても何らかの部品の効率又は寿命
にとつて有害な影響をもつ不慮の変化が観測され
ることなく、タービンエンジンに適合される。実
際に、薄片部材１３の頂上部と摩耗及びリング７
の対応する内側面との間の遊隙をj1とし、例え
ば、特に遠心効果による機械性の、及びさまざま
な構成部材に加えられる温度性の膨張の結合効果
のために、タービンエンジンの急速加速状態から
満気状態への上昇の際の、ノズル１６の頚部１９
の断面積をj2として表わせば、遊隙j1は、頚部１
９の断面積j2と同様に減少する傾向をもつ。回転
子１と固定子２を分離するスペースの入口におけ
る気流量をD1で表わし、この気流は装置の上下
方向の噴流内の気体温度より明らかに低い温度で
あり、固定子２の取入れ口８により第１の室５ａ
内に入る気流量をD2で表わし、タービンエンジ
ン内でのこの気流の抽気点はパツキンに給気する
流量D1よりも熱くなるように選択されており、
第１の室５ａと連通する孔２０によつてノズル１
６の頚部１９においてＤ１から出発して抽気され
る気流量をD3で表わし、さらにラビリンスパツ
キンを通過する冷却気の流量をD4で表わせば、
この場合、頚部１９の断面積j2の減少によつて頚
部１９に給気される流体の局部速度が増加するた
めオリフイス２０の頚部側における静圧が減少す
るので流量D3が減少し、流量D2が増加する。流
量D4の実際的な変化は微小である。その結果、
加熱方向に第１の室５ａに給気する流体の流量
D2は減少しD3が減少するので両者の流量は相対
的に変化する。第１の室５ａの空気は薄板１１に
設けられた孔１２を横切つて例えば第２の室５ｂ
に入つて環状支持部品６に衝空し、さらにこの空
気は高温なのでリング７を支える部品６は、実際
上直ちに膨張する。このようにして、ラビリンス
の膨張によつて遊隙j1を減少させようとしても遊
隙j1は安定作動し所定の値に維持され得る。実際
に、この例によれば、遊隙j1の減少につながるす
べての傾向は、タービンエンジンの作動に起源を
持つものであれ、本発明装置を用いて直ちに相殺
され、目的とする遊隙が維持されることが了解さ
れる。
においても過渡状態においても、タービンエンジ
ンのすべての作動状態において、タービンエンジ
ンのラビリンスパツキンを通過する空気流量の制
御値を確保する事実上一定の遊隙を確保しなが
ら、改良された機能を得ることを可能にするもの
であつて、前記装置はラビリンスパツキンのとこ
ろに漏れが生じても何らかの部品の効率又は寿命
にとつて有害な影響をもつ不慮の変化が観測され
ることなく、タービンエンジンに適合される。実
際に、薄片部材１３の頂上部と摩耗及びリング７
の対応する内側面との間の遊隙をj1とし、例え
ば、特に遠心効果による機械性の、及びさまざま
な構成部材に加えられる温度性の膨張の結合効果
のために、タービンエンジンの急速加速状態から
満気状態への上昇の際の、ノズル１６の頚部１９
の断面積をj2として表わせば、遊隙j1は、頚部１
９の断面積j2と同様に減少する傾向をもつ。回転
子１と固定子２を分離するスペースの入口におけ
る気流量をD1で表わし、この気流は装置の上下
方向の噴流内の気体温度より明らかに低い温度で
あり、固定子２の取入れ口８により第１の室５ａ
内に入る気流量をD2で表わし、タービンエンジ
ン内でのこの気流の抽気点はパツキンに給気する
流量D1よりも熱くなるように選択されており、
第１の室５ａと連通する孔２０によつてノズル１
６の頚部１９においてＤ１から出発して抽気され
る気流量をD3で表わし、さらにラビリンスパツ
キンを通過する冷却気の流量をD4で表わせば、
この場合、頚部１９の断面積j2の減少によつて頚
部１９に給気される流体の局部速度が増加するた
めオリフイス２０の頚部側における静圧が減少す
るので流量D3が減少し、流量D2が増加する。流
量D4の実際的な変化は微小である。その結果、
加熱方向に第１の室５ａに給気する流体の流量
D2は減少しD3が減少するので両者の流量は相対
的に変化する。第１の室５ａの空気は薄板１１に
設けられた孔１２を横切つて例えば第２の室５ｂ
に入つて環状支持部品６に衝空し、さらにこの空
気は高温なのでリング７を支える部品６は、実際
上直ちに膨張する。このようにして、ラビリンス
の膨張によつて遊隙j1を減少させようとしても遊
隙j1は安定作動し所定の値に維持され得る。実際
に、この例によれば、遊隙j1の減少につながるす
べての傾向は、タービンエンジンの作動に起源を
持つものであれ、本発明装置を用いて直ちに相殺
され、目的とする遊隙が維持されることが了解さ
れる。
同様にして、例えばタービンエンジンの減速状
態に移行する場合、ラビリンスの収縮によつて遊
隙j1は増加傾向を示すことになり、さらに遊隙j2
も同様に増加する。但しこの場合、頚部１９の断
面積が増加すれば、給気される流体の局部速度が
加速時よりも減少し、オリフイス２０の頚部側に
おける静圧が増加するので、流量D3の増加が生
じ、従つて流量D2が減少する。その結果、冷却
方向に第１の室５ａに給気される気流量D2及び
D3の流量が相対的に変化する。次に、部品６に
衝突する空気は低温なのでリング７を支えるこの
部品６は実際は直ちに収縮する。このようにし
て、遊隙j1を増加させようとしても、遊隙j1は再
び所定の値に維持され、さらに遊隙j1を増加させ
ようとするタービンエンジンのすべての作動状態
において同じ事情がくりかえされよう。
態に移行する場合、ラビリンスの収縮によつて遊
隙j1は増加傾向を示すことになり、さらに遊隙j2
も同様に増加する。但しこの場合、頚部１９の断
面積が増加すれば、給気される流体の局部速度が
加速時よりも減少し、オリフイス２０の頚部側に
おける静圧が増加するので、流量D3の増加が生
じ、従つて流量D2が減少する。その結果、冷却
方向に第１の室５ａに給気される気流量D2及び
D3の流量が相対的に変化する。次に、部品６に
衝突する空気は低温なのでリング７を支えるこの
部品６は実際は直ちに収縮する。このようにし
て、遊隙j1を増加させようとしても、遊隙j1は再
び所定の値に維持され、さらに遊隙j1を増加させ
ようとするタービンエンジンのすべての作動状態
において同じ事情がくりかえされよう。
従つて、タービンエンジンの作動状態のあらゆ
る変化について、固定子２の第１の室５ａに給気
する熱気流量D2及び冷気流量D3間に前述の相対
的変化が観察され、従つてラビリンスの遊隙j1へ
の影響はこれらの状態から生じる遊隙の変化の逆
方向となり、さらに効果はあらゆる場合に相殺さ
れ、従つて本発明装置の実施例では自動修正手段
によつてリアルタイムで、ラビリンスの遊隙j1を
所定の値に維持するため、この遊隙を変化させ
る。
る変化について、固定子２の第１の室５ａに給気
する熱気流量D2及び冷気流量D3間に前述の相対
的変化が観察され、従つてラビリンスの遊隙j1へ
の影響はこれらの状態から生じる遊隙の変化の逆
方向となり、さらに効果はあらゆる場合に相殺さ
れ、従つて本発明装置の実施例では自動修正手段
によつてリアルタイムで、ラビリンスの遊隙j1を
所定の値に維持するため、この遊隙を変化させ
る。
第２図は、本発明の他の実施例であつて、径方
向内側の燃焼室の出口と直角に配置したラビリン
スパツキンに適用した場合を表わす。本図は円形
燃焼室２２の内側外被を符号２１、タービンエン
ジンの上流側に配置された第１の空間２４，３
９、円形カバーを符号２３で表わしている。外被
２１は、例えばボルト継手形の固定手段２５によ
つて、固定子翼２７の内側部分の径方向フランジ
２６に下流側端を結合されている。後述するフラ
ンジ２８，３０，３３，３６、環状支持部品３
１、密閉用リング３２とともに環状部材を構成す
るカバー２３はエンジンの軸方向に向いた径方向
フランジ２８を支え、この上に、ボルト継手形の
固定手段、例えば２９によつて、一方では、摩耗
及び密封用リング３２をその内面上で支える環状
支持部品３１の先端の径方向フランジ３０が、他
方では、部品３１に対して外側方向に径方向に軽
くひき離した多重孔円形薄板３４の先端の径方向
フランジ３３が固定されている。この薄板３４は
下流側端の地点３５で部品３１に対し径方向に支
承されている。部品３１は下流側端に、径方向に
外方に向き、固定子翼２７の内側部分と結合する
径方向フランジ３６を支えている。以上説明した
タービンエンジンの固定子固定部分と直角に、図
示の例ではリング３２と協働する３個のラビリン
スすなわち薄片部材３８を支えるとともに回転子
（図示しない）に支持された円板３７を含んでい
る。ケーシング内部は空気が圧力Ｐ１を受ける上
流側の第１の空間２４，３９と、もつと低い圧力
を受ける下流側の第２の空間４０とに分離され
る。部品３１とカバー２３との間に設けられた環
状空間４１は、薄板３４により第１の室４１ａ及
び第２の室４１ｂに分離される。このため、カバ
ー２３内に設けられた第１の貫通孔としての孔４
２を通る空気通路が、第１の空間２４及び第１の
室４１ａ間に設けられている。同様に、リング３
２、部品３１及び薄板３４の上流側部分は、第１
の室４１ａの方向に空気を通すための孔４４、第
３の貫通孔としての孔４３、をそれぞれ含んでい
る。第２の貫通孔としての多重孔４５は部品３１
に孔４２を介して第１の室４１ａに給気された高
温の流体を第２の室４１ｂを介して部品３１に供
給する通路を構成する。下流側では、部品３１及
びリング３２はさらに、第２の室４１ｂの排気の
ための第４の貫通孔としての孔４６及び取出し口
４７をそれぞれ含んでいる。円板３７は上流側の
外径上に指状部品４８を含んでおり、その先端４
９及びリング３２の上流側部分の協働部５０は、
それぞれ、同じ高さに孔４３により第１の室４１
ａ方向に空気取入れ口が開いている頚部５１を形
成することによつて、先細−末広環状ノズルを設
けるようにして構成されている。同様に、下流側
では、円板３７は指状体５２をも含み、指状体の
先端５３は、取出し口４７が貫通するリング３２
の下流側部分と向き合う面と協働する。
向内側の燃焼室の出口と直角に配置したラビリン
スパツキンに適用した場合を表わす。本図は円形
燃焼室２２の内側外被を符号２１、タービンエン
ジンの上流側に配置された第１の空間２４，３
９、円形カバーを符号２３で表わしている。外被
２１は、例えばボルト継手形の固定手段２５によ
つて、固定子翼２７の内側部分の径方向フランジ
２６に下流側端を結合されている。後述するフラ
ンジ２８，３０，３３，３６、環状支持部品３
１、密閉用リング３２とともに環状部材を構成す
るカバー２３はエンジンの軸方向に向いた径方向
フランジ２８を支え、この上に、ボルト継手形の
固定手段、例えば２９によつて、一方では、摩耗
及び密封用リング３２をその内面上で支える環状
支持部品３１の先端の径方向フランジ３０が、他
方では、部品３１に対して外側方向に径方向に軽
くひき離した多重孔円形薄板３４の先端の径方向
フランジ３３が固定されている。この薄板３４は
下流側端の地点３５で部品３１に対し径方向に支
承されている。部品３１は下流側端に、径方向に
外方に向き、固定子翼２７の内側部分と結合する
径方向フランジ３６を支えている。以上説明した
タービンエンジンの固定子固定部分と直角に、図
示の例ではリング３２と協働する３個のラビリン
スすなわち薄片部材３８を支えるとともに回転子
（図示しない）に支持された円板３７を含んでい
る。ケーシング内部は空気が圧力Ｐ１を受ける上
流側の第１の空間２４，３９と、もつと低い圧力
を受ける下流側の第２の空間４０とに分離され
る。部品３１とカバー２３との間に設けられた環
状空間４１は、薄板３４により第１の室４１ａ及
び第２の室４１ｂに分離される。このため、カバ
ー２３内に設けられた第１の貫通孔としての孔４
２を通る空気通路が、第１の空間２４及び第１の
室４１ａ間に設けられている。同様に、リング３
２、部品３１及び薄板３４の上流側部分は、第１
の室４１ａの方向に空気を通すための孔４４、第
３の貫通孔としての孔４３、をそれぞれ含んでい
る。第２の貫通孔としての多重孔４５は部品３１
に孔４２を介して第１の室４１ａに給気された高
温の流体を第２の室４１ｂを介して部品３１に供
給する通路を構成する。下流側では、部品３１及
びリング３２はさらに、第２の室４１ｂの排気の
ための第４の貫通孔としての孔４６及び取出し口
４７をそれぞれ含んでいる。円板３７は上流側の
外径上に指状部品４８を含んでおり、その先端４
９及びリング３２の上流側部分の協働部５０は、
それぞれ、同じ高さに孔４３により第１の室４１
ａ方向に空気取入れ口が開いている頚部５１を形
成することによつて、先細−末広環状ノズルを設
けるようにして構成されている。同様に、下流側
では、円板３７は指状体５２をも含み、指状体の
先端５３は、取出し口４７が貫通するリング３２
の下流側部分と向き合う面と協働する。
要するに、ラビリンスパツキンの遊隙を所定の
目的値に維持するため、この遊隙の変化をリアル
タイムで自動制御することができる。この結果を
得ることを可能ならしめる機能は第１図を参照し
て先に説明した通りである。
目的値に維持するため、この遊隙の変化をリアル
タイムで自動制御することができる。この結果を
得ることを可能ならしめる機能は第１図を参照し
て先に説明した通りである。
第１図は、本発明装置の実施例を含むタービン
エンジンの１部の縦方向概略断面図、第２図は、
燃焼室の下流側部分の下側にラビリンスパツキン
を含み、ラビリンスパツキンの遊隙を作動状態で
自動制御する本発明装置の他実施例を備えるター
ビンエンジンの１部の縦断面図である。 １……回転子、２……固定子、５，４１……環
状空間、６，３１……環状支持部品、７，３２…
…摩耗及び密封用リング、８……取入れ口、９，
１０，４７……取出し口、１１，３４……薄板、
１２，４５……多重孔、１３，３８……薄片部
材、１４，１５……協働部、１６……ノズル、１
９……頚部、２０，４２，４３，４４……孔。
エンジンの１部の縦方向概略断面図、第２図は、
燃焼室の下流側部分の下側にラビリンスパツキン
を含み、ラビリンスパツキンの遊隙を作動状態で
自動制御する本発明装置の他実施例を備えるター
ビンエンジンの１部の縦断面図である。 １……回転子、２……固定子、５，４１……環
状空間、６，３１……環状支持部品、７，３２…
…摩耗及び密封用リング、８……取入れ口、９，
１０，４７……取出し口、１１，３４……薄板、
１２，４５……多重孔、１３，３８……薄片部
材、１４，１５……協働部、１６……ノズル、１
９……頚部、２０，４２，４３，４４……孔。
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 １ ケーシングと、前記ケーシングの内部に装着
された回転子と、前記回転子を囲繞するように前
記回転子に支持されたラビリンスパツキンと、内
部に環状空間を有し前記ケーシングの内面に取付
けられるとともに前記ラビリンスパツキンと協働
して遊隙を規定するように前記ラビリンスパツキ
ンを囲繞しており、前記ケーシングの内部を前記
回転子の長手軸方向に関してタービンエンジンの
上流側に配置された第１の空間とタービンエンジ
ンの下流側に配置された第２の空間とに仕切る熱
膨脹性の環状部材と、前記環状部材の内側に配設
されており、前記環状部材の前記環状空間を前記
長手軸方向と直交する方向に関して第１の室と第
２の室とに仕切る薄板と、前記環状部材の外周壁
に設けられており、前記第１の空間と前記第１の
室とを連通する第１の貫通孔と、前記薄板に設け
られており、前記第１の室と前記第２の室とを連
通する第２の貫通孔と、前記環状部材の一端にお
いて前記遊隙と対面する前記環状部材の内周壁に
設けられており、前記遊隙と前記第１の室とを連
通する第３の貫通孔と、前記環状部材の他端に設
けられており、前記第２の室と前記第２の空間と
を連通する第４の貫通孔とを含むタービンエンジ
ンのラビリンスパツキンの遊隙制御装置。 ２ 前記環状部材の前記内周壁は、前記ラビリン
スパツキンに向かつて突出する突出部を有してお
り、前記ラビリンスパツキンは、前記突出部と協
働して前記遊隙にノズルを形成するように前記突
出部に対向しており前記突出部に向かつて突出す
る他の突出部を有しており、前記第３の貫通孔は
前記突出部に設けられている特許請求の範囲第１
項に記載の遊隙制御装置。 ３ 前記第３の貫通孔は、前記長手軸と直交する
方向に向けられている特許請求の範囲第１項又は
第２項に記載の遊隙制御装置。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR8414818A FR2570763B1 (fr) | 1984-09-27 | 1984-09-27 | Dispositif de controle automatique du jeu d'un joint a labyrinthe de turbomachine |
| FR8414818 | 1984-09-27 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS6183403A JPS6183403A (ja) | 1986-04-28 |
| JPH0379524B2 true JPH0379524B2 (ja) | 1991-12-19 |
Family
ID=9308117
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP60213591A Granted JPS6183403A (ja) | 1984-09-27 | 1985-09-26 | タービンエンジンのラビリンスパッキンの遊隙制御装置 |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US4668163A (ja) |
| EP (1) | EP0177408B1 (ja) |
| JP (1) | JPS6183403A (ja) |
| DE (1) | DE3564600D1 (ja) |
| FR (1) | FR2570763B1 (ja) |
Families Citing this family (26)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4961310A (en) * | 1989-07-03 | 1990-10-09 | General Electric Company | Single shaft combined cycle turbine |
| US5281090A (en) * | 1990-04-03 | 1994-01-25 | General Electric Co. | Thermally-tuned rotary labyrinth seal with active seal clearance control |
| US5090865A (en) * | 1990-10-22 | 1992-02-25 | General Electric Company | Windage shield |
| US5259725A (en) * | 1992-10-19 | 1993-11-09 | General Electric Company | Gas turbine engine and method of assembling same |
| DE4337281A1 (de) * | 1993-11-02 | 1995-05-04 | Abb Management Ag | Verdichter |
| DE19756734A1 (de) * | 1997-12-19 | 1999-06-24 | Bmw Rolls Royce Gmbh | Passives Spalthaltungssystem einer Gasturbine |
| US5984630A (en) * | 1997-12-24 | 1999-11-16 | General Electric Company | Reduced windage high pressure turbine forward outer seal |
| RU2147690C1 (ru) * | 1998-02-02 | 2000-04-20 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Уплотнительная втулка газотурбинного двигателя |
| US6471216B1 (en) * | 1999-05-24 | 2002-10-29 | General Electric Company | Rotating seal |
| US6715766B2 (en) * | 2001-10-30 | 2004-04-06 | General Electric Company | Steam feed hole for retractable packing segments in rotary machines |
| US7249463B2 (en) * | 2004-09-15 | 2007-07-31 | General Electric Company | Aerodynamic fastener shield for turbomachine |
| US7094020B2 (en) * | 2004-09-15 | 2006-08-22 | General Electric Company | Swirl-enhanced aerodynamic fastener shield for turbomachine |
| FR2881472B1 (fr) * | 2005-01-28 | 2011-07-15 | Snecma Moteurs | Circuit de ventilation d'un rotor de turbine haute pression dans un moteur a turbine a gaz |
| US8074998B2 (en) * | 2006-05-05 | 2011-12-13 | The Texas A&M University System | Annular seals for non-contact sealing of fluids in turbomachinery |
| JP2009236038A (ja) * | 2008-03-27 | 2009-10-15 | Toshiba Corp | 蒸気タービン |
| WO2010062209A1 (en) * | 2008-11-28 | 2010-06-03 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Oil cooled runner |
| US8668431B2 (en) * | 2010-03-29 | 2014-03-11 | United Technologies Corporation | Seal clearance control on non-cowled gas turbine engines |
| GB201012719D0 (en) * | 2010-07-29 | 2010-09-15 | Rolls Royce Plc | Labyrinth seal |
| US9255642B2 (en) * | 2012-07-06 | 2016-02-09 | General Electric Company | Aerodynamic seals for rotary machine |
| US9238971B2 (en) * | 2012-10-18 | 2016-01-19 | General Electric Company | Gas turbine casing thermal control device |
| FR3007063B1 (fr) | 2013-06-13 | 2015-07-03 | Composite Ind | Piece de materiau abradable pour la fabrication d'un secteur de joint annulaire abradable pour turbomachine et procede de fabrication d'une telle piece |
| FR3007064B1 (fr) * | 2013-06-13 | 2018-06-29 | Composite Industrie | Secteur de joint annulaire abradable pour turbomachine et procede de fabrication d'une telle piece |
| DE102015215144B4 (de) | 2015-08-07 | 2017-11-09 | MTU Aero Engines AG | Vorrichtung und Verfahren zum Beeinflussen der Temperaturen in Innenringsegmenten einer Gasturbine |
| US10815816B2 (en) | 2018-09-24 | 2020-10-27 | General Electric Company | Containment case active clearance control structure |
| US11821365B2 (en) * | 2022-01-31 | 2023-11-21 | General Electric Company | Inducer seal with integrated inducer slots |
| CN116537895B (zh) * | 2023-07-04 | 2023-09-15 | 中国航发四川燃气涡轮研究院 | 一种带有篦齿间隙控制的预旋供气系统 |
Family Cites Families (15)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3018085A (en) * | 1957-03-25 | 1962-01-23 | Gen Motors Corp | Floating labyrinth seal |
| US3527053A (en) * | 1968-12-11 | 1970-09-08 | Gen Electric | Gas turbine engine with improved gas seal |
| FR2280791A1 (fr) * | 1974-07-31 | 1976-02-27 | Snecma | Perfectionnements au reglage du jeu entre les aubes et le stator d'une turbine |
| US3989410A (en) * | 1974-11-27 | 1976-11-02 | General Electric Company | Labyrinth seal system |
| US4103899A (en) * | 1975-10-01 | 1978-08-01 | United Technologies Corporation | Rotary seal with pressurized air directed at fluid approaching the seal |
| US4060250A (en) * | 1976-11-04 | 1977-11-29 | De Laval Turbine Inc. | Rotor seal element with heat resistant alloy coating |
| US4177004A (en) * | 1977-10-31 | 1979-12-04 | General Electric Company | Combined turbine shroud and vane support structure |
| FR2437544A1 (fr) * | 1978-09-27 | 1980-04-25 | Snecma | Perfectionnements aux joints a labyrinthe |
| US4554789A (en) * | 1979-02-26 | 1985-11-26 | General Electric Company | Seal cooling apparatus |
| FR2452601A1 (fr) * | 1979-03-30 | 1980-10-24 | Snecma | Support amovible de revetement d'etancheite pour carter de soufflante de turboreacteur |
| US4573865A (en) * | 1981-08-31 | 1986-03-04 | General Electric Company | Multiple-impingement cooled structure |
| US4526226A (en) * | 1981-08-31 | 1985-07-02 | General Electric Company | Multiple-impingement cooled structure |
| FR2540560B1 (fr) * | 1983-02-03 | 1987-06-12 | Snecma | Dispositif d'etancheite d'aubages mobiles de turbomachine |
| US4466239A (en) * | 1983-02-22 | 1984-08-21 | General Electric Company | Gas turbine engine with improved air cooling circuit |
| US4513975A (en) * | 1984-04-27 | 1985-04-30 | General Electric Company | Thermally responsive labyrinth seal |
-
1984
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-
1985
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