DE3028137C2 - - Google Patents
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- F01D11/14—Adjusting or regulating tip-clearance, i.e. distance between rotor-blade tips and stator casing
- F01D11/20—Actively adjusting tip-clearance
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- F04D27/00—Control, e.g. regulation, of pumps, pumping installations or pumping systems specially adapted for elastic fluids
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Description
Die Erfindung bezieht sich auf eine Spaltsteuerung für eine
Strömungsmaschine gemäß dem Oberbegriff des Patentanspruchs
1.
Eine derartige Spaltsteuerung ist aus der DE-OS 25 56 519
bekannt.
Da Strömungsmaschinen aufgrund von Weiterentwicklungen der
Verfahrensweisen, Konstruktion und Materialien immer be
triebssicherer und wirtschaftlicher werden, müssen auch den
Spaltweiten zwischen dem Rotor und dem Gehäuse sowie dem
Rotor und dem Stator mehr Beachtung geschenkt werden, weil
zu große Spalte unerwünschte Verluste hervorrufen. Bisher
hat man hauptsächlich dem Problem einer Beeinflussung der
Spaltweite zwischen der Turbine und ihrer Verkleidung
Beachtung geschenkt, aber derartige Überlegungen lassen
sich auch für einen Spalt zwischen Rotor und Verkleidung
eines Verdichters anstellen.
Viele Turbomaschinen müssen unter den verschiedensten Betriebs
bedingungen arbeiten, wobei Dauerbetrieb zu bestimmten gleich
bleibenden Bedingungen mit Übergangszuständen abwechseln.
Solche Betriebsfälle ergeben sich insbesondere bei Flugzeug
triebwerken. Es ist dort insbesondere nowendig, daß der Pilot
jederzeit auf eine von ihm gewünschte Geschwindigkeit über
wechseln kann. Diese sich dadurch ergebenden Temperatur- und
Drehzahländerungen des Rotors können dazu führen, daß sich die
Abmessungen des Rotors in bezug auf die umgebende Verkleidung
oder den Stator verändern. Diese Veränderung der Größenverhält
nisse muß beeinflußt werden, um den gewünschten Wirkungsgrad
der Maschine aufrechtzuerhalten. Einerseits ist hierbei auf
einen möglichst kleinen Spalt zwischen dem Stator und dem Rotor zu
achten, andererseits muß ein gegenseitiges Berühren von
Rotor und Stator vermieden werden, weil sonst Abrieb ent
stünde, der in anderen Betriebszuständen zu einer über
mäßigen Spaltweite führen würde. Bei der Betrachtung der
beschriebenen Übergangsbedingungen stellen die Veränderungen
der gegenseitigen Größenverhältnisse unter thermischen Ein
flüssen zwischen dem Rotor und der Verkleidung ein sehr
schwieriges Problem dar. Wenn die Maschine nur unter unver
änderlichen Bedingungen arbeiten müßte, dann wäre es relativ
einfach, den gewünschten dichten Abstand zwischen dem Rotor
und dem Stator herzustellen, um den größtmöglichen Wirkungs
grad zu erhalten, ohne daß es zu einer reibenden Berührung
zwischen den gegeneinander bewegten Elementen käme. Wenn
jedoch Übergangsbedingungen berücksichtigt werden müssen,
dann wird die Maschine im allgemeinen so dimensioniert, daß
sie noch während der ungünstigsten gegenseitigen Größenver
hältnisse einen ausreichenden Abstand zwischen den gegenein
ander bewegten Teilen sicherstellt. Solche ungünstigen Bedin
gungen liegen beispielsweise bei Rotorrebursts vor. Bei
Triebwerken für Flugzeuge herrschen jedoch die zeitlich
langen, unveränderlichen Betriebsbedingungen vor und für
diese sollte eigentlich die Maschine optimal dimensioniert
werden. Unter Berücksichtigung der vorerwähnten, für die Über
gangsbedingungen einzuhaltenden Dimensionen ist in der Praxis
für den Dauerbetrieb die Spaltbreite jedoch zu groß, um einen
optimalen Wirkungsgrad zu erzielen.
Ein Verfahren zur Minimisierung der Spaltweite an den
Schaufelrändern einer Turbomaschine besteht darin, die unter
schiedlichen Materialien so zu wählen, daß deren thermische
Eigenschaften dazu beitragen, den Abstand zwischen Rotor und
Verkleidung bei den verschiedensten Betriebsbedingungen
gleich zu halten. Der Ausdehnungskoeffizient des Materials
der Verkleidung unter der des Trägers für die Verkleidung
ist daher eine bei der Konstruktion der Maschine zu beach
tende wichtige Größe. Dies allein reicht aber in der Praxis
nicht aus, um die gewünschten Spaltweiten einzuhalten.
Man hat auch schon versucht (sh. eingangs genannte DE-OS
25 56 519), Kühlluft über die Verkleidung oder deren Trag
konstruktion zu leiten, um deren thermische Ausdehnung besser
an die des Rotors anzupassen. So wurde die Temperatur oder
die Strömungsgeschwindigkeit der Kühlluft verändert, bei
spielsweise durch Verwendung von Verdichterluft, deren
Förderleistung oder Temperatur sich mit der Drehzahl der
Maschine verändert. Ein solches passives System bringt zwar
gewisse Verbesserungen hinsichtlich der Erzielung geeigneter
Spaltweiten, reicht jedoch für die Erzielung optimaler Er
gebnisse und bester Wirkungsweise nicht aus.
Es ist Aufgabe der Erfindung, eine Spaltsteuerung für den
Verdichter einer Strömungsmaschine zu schaffen, die die
Spaltweite aktiv in Abhängigkeit von gewählten Betriebsbe
dingungen beeinflußt.
Die Aufgabe wird erfindungsgemäß durch die Maßnahmen gemäß
dem Patentanspruch 1 gelöst. Weiterbildungen der Erfindung
sind in den Unteransprüchen gekennzeichnet.
Die mit der Erfindung erzielbaren Vorteile bestehen insbe
sondere darin, daß die Temperatur des Stators und der Ver
kleidung und daher die thermische Ausdehnung dieser Bau
elemente beeinflußt werden kann, um den Spalt, den diese
Bauelemente mit dem Rotor bilden, zu steuern.
Vorteilhafterweise ist ein Ventil vorgesehen, das so be
tätigt werden kann, daß es selektiv die Kühlluftströmung
aus der Verteilerleitung während Betriebswechseln so
ableitet, daß die Temperatur von Stator und Verkleidung
zunimmt, um eine thermische Ausdehnung hervorzurufen oder
Wärme zurückzuhalten und mechanische und thermische Ver
größerung des Rotors während dieser Betriebsbedingungen
zu erleichtern.
Die Kühlluft wird aus dem Verdichter in eine Füllkammer
abgeleitet, von der aus sie dann selektiv entweder durch
die Kühlluftverteilerleitung und in einen Auslaßkanal zum
Kühlen anderer Komponenten geleitet werden kann, oder sie
wird direkt in den Auslaßkanal geleitet, unter Umgehung
der Verkleidung. Es ist aber auch möglich, die Kühlluft
strömung in zwei entsprechende Teilströmungen aufzuteilen,
die sich in dem Auslaßkanal wieder vereinigen.
Die Erfindung wird nachfolgend anhand der Beschreibung und
Zeichnung von Ausführungsbeispielen näher erläutert. Es
zeigt
Fig. 1 eine schematische Darstellung einer Gasturbinen
maschine mit den Merkmalen der vorliegenden Er
findung, und
Fig. 2 einen Axialschnitt durch den Verdichterbereich der
Maschine nach Fig. 1.
In Fig. 1 ist der von der Erfindung umfaßte Bereich im ganzen
mit 10 bezeichnet. Die Erfindung ist an einer Turbomaschine
11 verwirklicht mit einer Kernmaschine 12, die aus einem Ver
dichter 13, einem Brenner 14 und einer Hochdruckturbine 16
besteht. Der Verdichter 13 ist mit der Hochdruckturbine 16
durch einen Kernrotor 17 verbunden und wird so betrieben, daß
er Kühlluft unter relativ geringem Druck am Einlaß 18 auf
nimmt und sie am Auslaß 19 unter vergrößertem Druck und er
höhter Temperatur wieder abgibt. Die so verdichtete Luft wird
dann mit Kraftstoff gemischt und im Brenner 14 verbrannt, wo
durch die Temperatur weiter ansteigt, bevor die verbrannten
Gase in die Hochdruckturbine 16 abgegeben werden. Nach dem
Durchströmen der Hochdruckturbine 16 durchläuft das Gas dann
eine Niederdruckturbine 22, die wiederum den Rotor 23 eines
Vorverdichters über eine Welle 24 antreibt.
Der Axialverdichter 13 ist detailliert in Fig. 2 dargestellt.
Er umfaßt einen Rotor 26, bestehend aus einer Vielzahl im
Abstand zueinander angeordneter Scheiben 27, die an ihren
äußeren Umfängen jeweils eine Reihe von Verdichterschaufeln
28 tragen. Alternierend zwischen benachbarten Schaufelreihen
sind Reihen im Umfang verteilt angeordneter Leitschaufeln 29
angeordnet, die an einem zylindrischen Gehäuse bzw. einer
Ständerkonstruktion 31 befestigt sind. Die Leitschaufeln 29
sind an der Ständerkonstruktion 31 in üblicher Weise befestigt,
beispielsweise durch Einsetzen der Schaufelfüße 32 in im Quer
schnitt T-förmige Umfangsschlitze 33 in der Ständerkonstruktion.
An der radial innen liegenden Seite des Verdichterströmungs
weges 34 weist der Grenzbereich zwischen den stationären Leit
schaufeln 29 und den Rotorschaufeln 28 eine Dichtungsanordnung
auf, die aus einer Bienenwabenstruktur 36, die an den Enden
der Leitschaufeln 29 befestigt ist, und einer mehrzähnigen
Labyrinthdichtung 37 am Rotor 26 besteht. Die Zähne der
Labyrinthdichtung 37 greifen in Rillen der Bienenwaben
struktur 36 und stellen eine Barriere gegen Axialströmung
von Verdichterluft zwischen den Leitschaufeln und dem Rotor
dar.
An der Außenseite des Strömungsweges 34 ist eine solche Dich
tungsanordnung nicht zweckmäßig. Obgleich es bei Niederdruck
anwendungen, beispielsweise bei einer Niederdruckturbine mög
lich ist, eine Schaufelverkleidung an den äußeren Enden der
Schaufeln anzubringen, die mit einer Bienenwabenstruktur an
einer stationären Verkleidung zusammenwirken, lassen sich
derartige Maßnahmen bei schnellumlaufenden Verdichterrotoren
nicht leicht anbringen. Es tritt demnach in dem zuletzt er
wähnten Bereich, aber auch im achsnahen Bereich eine gewisse
Lechströmung zwischen dem Rotor und dem Stator auf, die den
Wirkungsgrad nachteilig beeinflußt. Die vorliegende Erfindung
bringt eine Verbesserung in diesem Bereich.
Die erfindungsgemäße Einrichtung umfaßt eine Kühlluftverteiler
leitung 38, die an der Außenseite eines Teils der Ständer
konstruktion 31 befestigt ist und diese umgibt. Die Verteiler
leitung 38 weist am vorderen Ende bei 39 eine Zuführeinrich
tung auf, mit deren Hilfe Luft zum vorderen Ende der Verteiler
leitung 38 zugeführt werden soll. Bei 41 weist sie einen Aus
laß auf, aus welchem die von der Verteilerleitung abgegebene
Luft austritt. Kühlluft wird der Verteilerleitung 38 selektiv
in Abhängigkeit von einer Regeleinrichtung 42 zugeführt, die
eine Ventileinrichtung 43 mit Hilfe konventioneller Mittel,
wie beispielsweise einer hydraulischen oder pneumatischen
Stellvorrichtung 44, beeinflußt. Alternativ kann die Steuer
einrichtung 42 durch entsprechende Ventilstellung bewirken,
daß die Kühlluft direkt längs des Strömungsweges 47 in einen
Auslaßkanal 46 strömt. Die Ventileinrichtung 43 kann auch in
eine Zwischenstellung gebracht werden, um eine Kombination
von Strömungen in der Verzweigungsleitung 38 und in der
Zuführeinrichtung 39 hervorzubringen. Der Auslaßkanal 46 be
kommt demnach Kühlluft entweder von der Verteilerleitung 38
aus deren Auslaß 41 oder direkt entlang des Strömungsweges
47 von der Zuführungsrichtung 38, oder auch von beiden.
Diese Luft fließt dann stromabwärts weiter und wird zur
Kühlung der Hochdruckturbine und/oder der Niederdruckturbine
in üblicher Weise verwendet.
Die Steuereinrichtung 42 arbeitet in Abhängigkeit von den
gewählten Betriebsparametern der Maschine. In einer bevor
zugten Ausführungsform fühlt ein Sensor 48 die Kerndrehzahl
und das daraus gewonnene Signal wird der Steuereinrichtung 42
und über die Leitung 51 dem Stellantrieb 44 zugeführt.
Spezielle Details der Betriebsweise werden später noch er
läutert.
Wie aus Fig. 2 ersichtlich, enthält die Kühlluftverteiler
leitung 38 einen Strömungsteiler oder ein vorderes Leitblech
52 und Zwischenleitbleche 53 und 54, die an der Außenseite
56 der Ständerkonstruktion 31 befestigt sind und sich radial
nach außen gegen einen Deckel 57 erstrecken, der die äußere
Begrenzung der Luftströmung durch die Verteilerleitung 38 dar
stellt. Im vorderen Leitblech 52 und in den Zwischenleitblechen
53 und 54 sind mehrere Löcher ausgebildet, um die Kühlluft von
einer Zuführkammer 58 durch die Verteilerleitung 38 längs der
Außenseite 56 der Ständerkonstruktion nach hinten in eine
Auslaßkammer 59 zu leiten, die Teil der Kühlluftauslaßeinrich
tung 41 ist. Eine Strömungsverbindung zwischen der Verteiler
leitung 38 und der Auslaßkammer 59 ist an einer Auslaßöffnung
61 vorhanden, die zwischen dem Deckel 57 und einem rückwärtigen
Flansch 62 gebildet wird, welch letzterer sich von der
Ständerkonstruktion 31 nach außen erstreckt. Die Auslaß
kammer 59 wird nach hinten und nach außen von Gehäusewänden
63 und 64 begrenzt, nach innen von dem schon erwähnten
Deckel 57. An der äußeren Gehäusewand 64 ist eine Öffnung
66 ausgebildet, die eine Strömungsverbindung zwischen der
Auslaßkammer 59 und dem Auslaßkanal 46 über die Ventilein
richtung 43 herstellt. Die Luftströmung durch diese Öffnung
wird in später noch zu beschreibender Weise beeinflußt.
Die Luftzuführkammer 58 wird von der Ständerkonstruktion 31,
dem vorderen Leitblech 52 und der äußeren Gehäusewand 64 be
grenzt. Durch eine Mehrzahl von Eintrittsöffnung 67 in der
Ständerkonstruktion 31 fließt Kühlluft in die Einlaßkammer
58. Die Kühlluft strömt vom Verdichter durch die Schaufel
reihe 68, die Einlaßöffnungen 67 in die Einlaßkammer 58,
von wo sie entweder in die Verteilerleitung 38 einströmt
oder über eine Öffnung 69 direkt in den Auslaßkanal 46 ge
leitet werden kann, je nach Stellung der Ventileinrichtung 43.
Zur Beeinflussung des Strömungsweges der Kühlluft zwischen
den beiden möglichen Wegen ist in dem Auslaßkanal 46 eine
Klappe 71 oder ein gleichwertiges Umschaltelement vorgesehen.
Die Klappe ist schwenkbar an einem ringförmigen Flansch 72
gelagert und kann zwischen der aktiven Stellung, die in
Fig. 2 mit durchgezogenen Linien eingezeichnet ist, in eine
inaktive Stellung verschwenkt werden, die in Fig. 2 ge
strichelt eingezeichnet ist. In der aktiven Stellung liegt
die Ventilklappe 71 an dem Anschlag 73 an und blockiert die
Luftströmung aus der Öffnung 69 in den Auslaßkanal 46 und
zwingt die Luft durch die Verteilerleitung 38 in die Auslaß
kammer 59. Von dort gelangt sie durch die Öffnung 66 in den
Auslaßkanal 46. Wenn sich die Ventilklappe 71 in der inaktiven
Stellung befindet, wie in Fig. 2 gestrichelt eingezeichnet
ist, dann wird die Kühlluft aus der Einlaßkammer 58 sogleich
abgezweigt und gelangt durch die Öffnung 69 direkt in den
Auslaßkanal 46. Zwischenstellungen der Ventilklappe 71
erzeugen entsprechende Teilströmungen durch die Verteiler
leitung hindurch oder direkt in den Abgaskanal.
Im normalen Dauerbetrieb der Maschine bringt die Steuer
einrichtung 42 die Ventilklappe 71 in die aktive Lage, so
daß die Kühlluft über die Außenseite 56 des Ständers strömt
und auf die Bleche der Ständerkonstruktion auftrifft und
diese somit kühlt. Die Folge davon ist eine Verringerung
der Größe des Ständergehäuses 31 und eine Verringerung der
Spaltbreite zwischen dem Stator und dem Rotor. Während
Änderungen der Betriebszustände, beispielsweise während
Drosselchops, Bursts und Rebursts, registriert der Sensor
48 Drehzahländerungen und das von ihm gelieferte Signal ge
langt zur Steuereinrichtung 42, die das System so beeinflußt,
daß die Ventilklappe 71 zwischen der aktiven und der inaktiven
Lage hin und her bewegt wird. Beispielsweise wird während
stärkerer Beschleunigungen Kühlluft zunächst durch die Ver
teilerleitung 38 geleitet. Wegen des sich ergebenden Druck
anstieges heizt sie den Ständer auf und bringt ihn zu thermi
scher Ausdehnung. Während stärkerer Abbremsungen wird die
Strömung durch die Verteilerleitung 38 unterbunden und der
Ständer kann seine Wärme behalten und schrumpft daher nur
langsam.
Das System bringt somit reduzierte Spaltweiten im Dauer
betrieb und einen entsprechend verbesserten Wirkungsgrad,
gewährt aber während Übergangsbetriebszuständen ausreichend
weite Spaltweiten, um Abrieb zu vermeiden.
Es versteht sich, daß viele andere Konstruktionen und Aus
führungsformen möglich sind, um die Erfindung zu verwirk
lichen. Beispielsweise kann man die Steuereinrichtung so
dimensionieren, daß sie auf die Drosselklappenstellung,
Temperatur, Druck, Spaltweiten oder mit Zeitverzögerung
anspricht. Die Ventileinrichtung kann auch in anderer
Weise als durch eine Ventilklappe realisiert sein und
kann entweder hydromechanisch, pneumatisch, elektronisch
oder anders betätigt sein.
Obgleich hier das Ventil als Umschaltventil beschrieben ist,
kann es doch auch in anderen Positionen betrieben werden.
Wenn es beispielsweise wünschenswert ist, daß immer eine
gewisse Luftmenge durch die Verteilerleitung fließt, dann
darf das Ventil nicht immer völlig geschlossen sein, wie es
gestrichelt eingezeichnet ist. Das Ventil kann Stellungen
einnehmen, die zwischen den gezeichneten Stellungen liegen.
Obgleich die Erfindung hier so beschrieben ist, daß sie im
Dauerbetrieb als "aktiv" und in Übergangsbedingungen als
"inaktiv" gilt, kann das Kühlsystem doch auch so geregelt
sein, daß es auf andere Parameter oder Betriebsbedingungen
anspricht. Beispielsweise kann im Steigflug das System ein
geschaltet sein, obgleich die Maschine hierbei nicht mit
jenen Bedingungen arbeitet, die im Dauerbetrieb vorherrschen.
Obgleich hier die Verkleidungen als Teil eines festen Gehäuses
eingezeichnet sind, kann die Verkleidungsreibfläche aus ge
trennten beschichteten und segmentierten Bändern bestehen,
die ähnlich wie die Schaufelfüße gehalten sind oder sie
können als Vorsprünge an den Schaufelfüßen ausgebildet sein.
In diesem Falle wird die Steuerung der Spaltweite hauptsäch
lich durch selektives Kühlen der die Verkleidung tragenden
Konstruktion durchgeführt.
Claims (11)
1. Spaltsteuerung für eine Strömungsmaschine mit mehreren
mit axialem Abstand angeordneten Stufen, die von einem in
geringem radialem Abstand angeordneten Gehäuse umgeben sind,
dadurch gekennzeichnet, daß
für einen Verdichter (13) der Strömungsmaschine eine Steuer
anordnung (42 bis 44) zum aktiven selektiven Steuern
einer Kühlluftströmung entlang der äußeren Oberfläche des
Gehäuses (31) vorgesehen ist.
2. Spaltsteuerung nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet, daß die Steueranordnung (42 bis 44)
mit einer Kühlluftverteilerleitung (38) verbunden ist, die
sich axial längs der Verdichterstufen erstreckt und die
einen Einlaß (39) und einen Auslaß (41) aufweist.
3. Spaltsteuerung nach Anspruch 2,
dadurch gekennzeichnet, daß der Einlaß (39) mit dem Ver
dichter (13) in Strömungsverbindung steht.
4. Spaltsteuerung nach Anspruch 2,
dadurch gekennzeichnet, daß der Einlaß (39) eine Öffnung
(67) radial durch das Gehäuse (31) aufweist.
5. Spaltsteuerung nach Anspruch 4,
dadurch gekennzeichnet, daß der Verdichter (13) Schaufeln
(68) aufweist und die Kühllufteinlaßöffnung (67) für eine
radiale Kühlluftströmung über Teile der Verdichterschaufeln
(68) sorgt.
6. Spaltsteuerung nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet, daß sie eine Einrichtung (69) zum
selektiven Ableiten der axialen Kühlluftströmung von der
äußeren Oberfläche des Gehäuses (31) aufweist.
7. Spaltsteuerung nach Anspruch 6,
dadurch gekennzeichnet, daß die Ableiteinrichtung (69) einen
Ableitkanal (46) und ein Durchflußsteuerventil (71) aufweist.
8. Spaltsteuerung nach Anspruch 7,
dadurch gekennzeichnet, daß der Ableitkanal (46) mit der
Kühllufteinlaßöffnung (39) in Strömungsverbindung steht.
9. Spaltsteuerung nach Anspruch 7,
dadurch gekennzeichnet, daß das Durchflußsteuerventil (71)
in dem Ableitkanal (46) angeordnet ist.
10. Spaltsteuerung nach Anspruch 7,
dadurch gekennzeichnet, daß das Durchflußsteuerventil (71)
zugleich den Kühlluftstrom in der Kühlluftleitung (38)
und in dem Ableitkanal (46) steuert.
11. Spaltsteuerung nach Anspruch 10,
dadurch gekennzeichnet, daß das Durchflußsteuerventil (71)
in einer ersten Stellung den Kühlluftstrom in einen ersten
Teilstrom, der längs der äußeren Oberfläche des Gehäuses
(31) strömt, und einen zweiten Teilstrom (47) aufteilt,
der an dem Gehäuse (31) vorbei strömt und sich mit dem
ersten Teilstrom in einem Auslaßkanal wieder vereinigt.
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US06/060,449 US4329114A (en) | 1979-07-25 | 1979-07-25 | Active clearance control system for a turbomachine |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE3028137A1 DE3028137A1 (de) | 1981-02-12 |
DE3028137C2 true DE3028137C2 (de) | 1989-12-07 |
Family
ID=22029551
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE19803028137 Granted DE3028137A1 (de) | 1979-07-25 | 1980-07-24 | Spaltweitenregeleinrichtung an einer turbomaschine |
Country Status (7)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US4329114A (de) |
JP (1) | JPS5634931A (de) |
CA (1) | CA1159660A (de) |
DE (1) | DE3028137A1 (de) |
FR (1) | FR2462555B1 (de) |
GB (1) | GB2054741B (de) |
IT (1) | IT1228129B (de) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE3124782A1 (de) * | 1980-06-26 | 1982-05-27 | General Electric Co., Schenectady, N.Y. | Spaltregeleinrichtung und -verfahren |
DE10032454A1 (de) * | 2000-07-04 | 2002-01-17 | Man Turbomasch Ag Ghh Borsig | Vorrichtung zum Kühlen eines ungleichmäßig stark temperaturbelasteten Bauteiles |
Families Citing this family (101)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4304093A (en) * | 1979-08-31 | 1981-12-08 | General Electric Company | Variable clearance control for a gas turbine engine |
JPS5872716U (ja) * | 1981-11-10 | 1983-05-17 | ソニー株式会社 | 磁気ヘツド装置 |
FR2535795B1 (fr) * | 1982-11-08 | 1987-04-10 | Snecma | Dispositif de suspension d'aubes statoriques de compresseur axial pour le controle actif des jeux entre rotor et stator |
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 |
DE3428892A1 (de) * | 1984-08-04 | 1986-02-13 | MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München | Schaufel- und dichtspaltoptimierungseinrichtung fuer verdichter von gasturbinentriebwerken, insbesondere gasturbinenstrahltriebwerken |
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 |
GB2169962B (en) * | 1985-01-22 | 1988-07-13 | Rolls Royce | Blade tip clearance control |
DE3606597C1 (de) * | 1986-02-28 | 1987-02-19 | Mtu Muenchen Gmbh | Schaufel- und Dichtspaltoptimierungseinrichtung fuer Verdichter von Gasturbinentriebwerken |
FR2614073B1 (fr) * | 1987-04-15 | 1992-02-14 | Snecma | Dispositif d'ajustement en temps reel du jeu radial entre un rotor et un stator de turbomachine |
US4928240A (en) * | 1988-02-24 | 1990-05-22 | General Electric Company | Active clearance control |
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 |
US5076050A (en) * | 1989-06-23 | 1991-12-31 | United Technologies Corporation | Thermal clearance control method for gas turbine engine |
US5090193A (en) * | 1989-06-23 | 1992-02-25 | United Technologies Corporation | Active clearance control with cruise mode |
US5005352A (en) * | 1989-06-23 | 1991-04-09 | United Technologies Corporation | Clearance control method for gas turbine engine |
US4999991A (en) * | 1989-10-12 | 1991-03-19 | United Technologies Corporation | Synthesized feedback for gas turbine clearance control |
US5088885A (en) * | 1989-10-12 | 1992-02-18 | United Technologies Corporation | Method for protecting gas turbine engine seals |
US5098133A (en) * | 1990-01-31 | 1992-03-24 | General Electric Company | Tube coupling with swivelable piston |
US5100291A (en) * | 1990-03-28 | 1992-03-31 | General Electric Company | Impingement manifold |
US5134844A (en) * | 1990-07-30 | 1992-08-04 | General Electric Company | Aft entry cooling system and method for an aircraft engine |
US5123242A (en) * | 1990-07-30 | 1992-06-23 | General Electric Company | Precooling heat exchange arrangement integral with mounting structure fairing of gas turbine engine |
DE69017685T2 (de) * | 1990-10-17 | 1995-07-06 | United Technologies Corp | Aktive Rotor-Statorspielregelung für Gasturbine. |
US5281085A (en) * | 1990-12-21 | 1994-01-25 | General Electric Company | Clearance control system for separately expanding or contracting individual portions of an annular shroud |
GB9027986D0 (en) * | 1990-12-22 | 1991-02-13 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine clearance control |
US5351478A (en) * | 1992-05-29 | 1994-10-04 | General Electric Company | Compressor casing assembly |
US5273396A (en) * | 1992-06-22 | 1993-12-28 | General Electric Company | Arrangement for defining improved cooling airflow supply path through clearance control ring and shroud |
US5261228A (en) * | 1992-06-25 | 1993-11-16 | General Electric Company | Apparatus for bleeding air |
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 |
US5996331A (en) * | 1997-09-15 | 1999-12-07 | Alliedsignal Inc. | Passive turbine coolant regulator responsive to engine load |
JP3564286B2 (ja) * | 1997-12-08 | 2004-09-08 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン静翼の段間シールアクティブクリアランス制御システム |
US6190127B1 (en) * | 1998-12-22 | 2001-02-20 | General Electric Co. | Tuning thermal mismatch between turbine rotor parts with a thermal medium |
DE59908103D1 (de) * | 1999-02-09 | 2004-01-29 | Alstom Switzerland Ltd | Gekühlte Gasturbinenkomponente mit verstellbarer Kühlung |
US6397576B1 (en) * | 1999-10-12 | 2002-06-04 | Alm Development, Inc. | Gas turbine engine with exhaust compressor having outlet tap control |
US6435823B1 (en) * | 2000-12-08 | 2002-08-20 | General Electric Company | Bucket tip clearance control system |
FR2829193B1 (fr) * | 2001-08-30 | 2005-04-08 | Snecma Moteurs | Systeme de prelevement d'air d'un compresseur |
US6487491B1 (en) * | 2001-11-21 | 2002-11-26 | United Technologies Corporation | System and method of controlling clearance between turbine engine blades and case based on engine components thermal growth model |
US6732530B2 (en) * | 2002-05-31 | 2004-05-11 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Gas turbine compressor and clearance controlling method therefor |
US6910851B2 (en) * | 2003-05-30 | 2005-06-28 | Honeywell International, Inc. | Turbofan jet engine having a turbine case cooling valve |
DE102004032978A1 (de) * | 2004-07-08 | 2006-02-09 | Mtu Aero Engines Gmbh | Strömungsstruktur für einen Turboverdichter |
US7434402B2 (en) * | 2005-03-29 | 2008-10-14 | Siemens Power Generation, Inc. | System for actively controlling compressor clearances |
US7708518B2 (en) * | 2005-06-23 | 2010-05-04 | Siemens Energy, Inc. | Turbine blade tip clearance control |
DE102005045255A1 (de) * | 2005-09-22 | 2007-03-29 | Mtu Aero Engines Gmbh | Verbesserter Verdichter in Axialbauart |
US7293953B2 (en) * | 2005-11-15 | 2007-11-13 | General Electric Company | Integrated turbine sealing air and active clearance control system and method |
DE102006052786B4 (de) * | 2006-11-09 | 2011-06-30 | MTU Aero Engines GmbH, 80995 | Turbomaschine |
JP4304541B2 (ja) * | 2007-06-27 | 2009-07-29 | トヨタ自動車株式会社 | 抽気型ガスタービン |
US8393855B2 (en) | 2007-06-29 | 2013-03-12 | General Electric Company | Flange with axially curved impingement surface for gas turbine engine clearance control |
US8197186B2 (en) | 2007-06-29 | 2012-06-12 | General Electric Company | Flange with axially extending holes for gas turbine engine clearance control |
US8434997B2 (en) * | 2007-08-22 | 2013-05-07 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine case for clearance control |
US7921653B2 (en) * | 2007-11-26 | 2011-04-12 | General Electric Company | Internal manifold air extraction system for IGCC combustor and method |
EP2078837A1 (de) * | 2008-01-11 | 2009-07-15 | Siemens Aktiengesellschaft | Zapfluftentnahmevorrichtung für einen Verdichter eines Gasturbinentriebwerks |
US8296037B2 (en) * | 2008-06-20 | 2012-10-23 | General Electric Company | Method, system, and apparatus for reducing a turbine clearance |
EP2138676B1 (de) * | 2008-06-24 | 2013-01-30 | Siemens Aktiengesellschaft | Verfahren und Vorrichtung zum Kühlen eines Gehäuses einer Gasturbine |
US8517663B2 (en) * | 2008-09-30 | 2013-08-27 | General Electric Company | Method and apparatus for gas turbine engine temperature management |
US8172521B2 (en) * | 2009-01-15 | 2012-05-08 | General Electric Company | Compressor clearance control system using turbine exhaust |
US8092146B2 (en) * | 2009-03-26 | 2012-01-10 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Active tip clearance control arrangement for gas turbine engine |
DE102009023062A1 (de) | 2009-05-28 | 2010-12-02 | Mtu Aero Engines Gmbh | Spaltkontrollsystem, Strömungsmaschine und Verfahren zum Einstellen eines Laufspalts zwischen einem Rotor und einer Ummantelung einer Strömungsmaschine |
DE102009023061A1 (de) | 2009-05-28 | 2010-12-02 | Mtu Aero Engines Gmbh | Spaltkontrollsystem, Strömungsmaschine und Verfahren zum Einstellen eines Laufspalts zwischen einem Rotor und einer Ummantelung einer Strömungsmaschine |
AU2009352304B2 (en) | 2009-09-13 | 2015-09-03 | Lean Flame, Inc. | Combustion cavity layouts for fuel staging in trapped vortex combustors |
US8662831B2 (en) * | 2009-12-23 | 2014-03-04 | General Electric Company | Diaphragm shell structures for turbine engines |
EP2552780A1 (de) | 2010-03-31 | 2013-02-06 | United Technologies Corporation | Abstandskontrolle zwischen turbinenschaufelspitzen |
JP4841680B2 (ja) * | 2010-05-10 | 2011-12-21 | 川崎重工業株式会社 | ガスタービン圧縮機の抽気構造 |
US20120070271A1 (en) | 2010-09-21 | 2012-03-22 | Urban Justin R | Gas turbine engine with bleed duct for minimum reduction of bleed flow and minimum rejection of hail during hail ingestion events |
RU2547541C2 (ru) * | 2010-11-29 | 2015-04-10 | Альстом Текнолоджи Лтд | Осевая газовая турбина |
RU2543101C2 (ru) * | 2010-11-29 | 2015-02-27 | Альстом Текнолоджи Лтд | Осевая газовая турбина |
US9458855B2 (en) * | 2010-12-30 | 2016-10-04 | Rolls-Royce North American Technologies Inc. | Compressor tip clearance control and gas turbine engine |
US20120301275A1 (en) * | 2011-05-26 | 2012-11-29 | Suciu Gabriel L | Integrated ceramic matrix composite rotor module for a gas turbine engine |
US8967951B2 (en) | 2012-01-10 | 2015-03-03 | General Electric Company | Turbine assembly and method for supporting turbine components |
JP6010348B2 (ja) * | 2012-06-01 | 2016-10-19 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | 軸流圧縮機及びこれを備えたガスタービン |
US9528391B2 (en) | 2012-07-17 | 2016-12-27 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine outer case with contoured bleed boss |
US9341074B2 (en) | 2012-07-25 | 2016-05-17 | General Electric Company | Active clearance control manifold system |
US9394792B2 (en) * | 2012-10-01 | 2016-07-19 | United Technologies Corporation | Reduced height ligaments to minimize non-integral vibrations in rotor blades |
US9982598B2 (en) * | 2012-10-22 | 2018-05-29 | General Electric Company | Gas turbine engine variable bleed valve for ice extraction |
BR112015018957A2 (pt) | 2013-02-08 | 2017-07-18 | Gen Electric | aparelho de controle de folga para um motor de turbina a gás e método para controlar folga de turbina em um motor de turbina a gás |
DE102013202786B4 (de) * | 2013-02-20 | 2015-04-30 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Vorrichtung zum Abblasen von Verdichterluft in einem Turbofantriebwerk |
US9598974B2 (en) | 2013-02-25 | 2017-03-21 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Active turbine or compressor tip clearance control |
WO2014143296A1 (en) | 2013-03-14 | 2014-09-18 | United Technologies Corporation | Splitter for air bleed manifold |
US10184348B2 (en) | 2013-12-05 | 2019-01-22 | Honeywell International Inc. | System and method for turbine blade clearance control |
US9963994B2 (en) * | 2014-04-08 | 2018-05-08 | General Electric Company | Method and apparatus for clearance control utilizing fuel heating |
EP2957503B1 (de) * | 2014-06-19 | 2016-08-17 | AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH | Flugzeug mit zwei Triebwerken welche mit Bypasslufteinlässe sowie Zapfluftauslässe ausgestattet sind sowie ein Flugzeugtriebwerk |
BE1024024B1 (fr) * | 2014-10-09 | 2017-10-30 | Safran Aero Boosters S.A. | Compresseur de turbomachine axiale avec rotor contrarotatif |
US10337353B2 (en) | 2014-12-31 | 2019-07-02 | General Electric Company | Casing ring assembly with flowpath conduction cut |
GB201504010D0 (en) * | 2015-03-10 | 2015-04-22 | Rolls Royce Plc | Gas bleed arrangement |
US10393149B2 (en) | 2016-03-11 | 2019-08-27 | General Electric Company | Method and apparatus for active clearance control |
US10329941B2 (en) * | 2016-05-06 | 2019-06-25 | United Technologies Corporation | Impingement manifold |
US10731663B2 (en) * | 2016-06-21 | 2020-08-04 | Rolls-Royce North American Technologies Inc. | Axial compressor with radially outer annulus |
CN106194846A (zh) * | 2016-07-12 | 2016-12-07 | 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 | 一种双层机匣结构压气机及具有其的航空发动机 |
US10544803B2 (en) | 2017-04-17 | 2020-01-28 | General Electric Company | Method and system for cooling fluid distribution |
DE102017216119A1 (de) * | 2017-09-13 | 2019-03-14 | MTU Aero Engines AG | Gasturbinenverdichtergehäuse |
US10711629B2 (en) * | 2017-09-20 | 2020-07-14 | Generl Electric Company | Method of clearance control for an interdigitated turbine engine |
US11225915B2 (en) | 2017-11-16 | 2022-01-18 | General Electric Company | Engine core speed reducing method and system |
US11015475B2 (en) | 2018-12-27 | 2021-05-25 | Rolls-Royce Corporation | Passive blade tip clearance control system for gas turbine engine |
US11174798B2 (en) * | 2019-03-20 | 2021-11-16 | United Technologies Corporation | Mission adaptive clearance control system and method of operation |
DE102019208342A1 (de) * | 2019-06-07 | 2020-12-10 | MTU Aero Engines AG | Gasturbinenkühlung |
US20200400073A1 (en) * | 2019-06-21 | 2020-12-24 | United Technologies Corporation | High pressure clearance control system for gas turbine engine |
US11215074B2 (en) * | 2019-07-08 | 2022-01-04 | General Electric Company | Oxidation activated cooling flow |
US11255214B2 (en) * | 2019-11-04 | 2022-02-22 | Raytheon Technologies Corporation | Negative thermal expansion compressor case for improved tip clearance |
US11293298B2 (en) | 2019-12-05 | 2022-04-05 | Raytheon Technologies Corporation | Heat transfer coefficients in a compressor case for improved tip clearance control system |
EP3842619B1 (de) | 2019-12-23 | 2022-09-28 | Hamilton Sundstrand Corporation | Ventilanordnung für ein aktives spaltkontrollsystem |
Family Cites Families (13)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2837270A (en) * | 1952-07-24 | 1958-06-03 | Gen Motors Corp | Axial flow compressor |
US2848156A (en) * | 1956-12-18 | 1958-08-19 | Gen Electric | Fixed stator vane assemblies |
US3108767A (en) * | 1960-03-14 | 1963-10-29 | Rolls Royce | By-pass gas turbine engine with air bleed means |
DE1426818A1 (de) * | 1963-07-26 | 1969-03-13 | Licentia Gmbh | Einrichtung zur Radialverstellung von Segmenten eines Ringes einer Axialturbomaschine,insbesondere -gasturbine,der Leitschaufeln traegt und/oder Laufschaufeln umgibt |
DE1286810B (de) * | 1963-11-19 | 1969-01-09 | Licentia Gmbh | Laufschaufelradialspalt-Abdeckring einer Axialturbomaschine, insbesondere -gasturbine |
FR2280791A1 (fr) * | 1974-07-31 | 1976-02-27 | Snecma | Perfectionnements au reglage du jeu entre les aubes et le stator d'une turbine |
US3945759A (en) * | 1974-10-29 | 1976-03-23 | General Electric Company | Bleed air manifold |
US3966354A (en) * | 1974-12-19 | 1976-06-29 | General Electric Company | Thermal actuated valve for clearance control |
US4069662A (en) * | 1975-12-05 | 1978-01-24 | United Technologies Corporation | Clearance control for gas turbine engine |
US4019320A (en) * | 1975-12-05 | 1977-04-26 | United Technologies Corporation | External gas turbine engine cooling for clearance control |
GB1581566A (en) * | 1976-08-02 | 1980-12-17 | Gen Electric | Minimum clearance turbomachine shroud apparatus |
US4127357A (en) * | 1977-06-24 | 1978-11-28 | General Electric Company | Variable shroud for a turbomachine |
US4213296A (en) * | 1977-12-21 | 1980-07-22 | United Technologies Corporation | Seal clearance control system for a gas turbine |
-
1979
- 1979-07-25 US US06/060,449 patent/US4329114A/en not_active Expired - Lifetime
-
1980
- 1980-07-18 CA CA000356513A patent/CA1159660A/en not_active Expired
- 1980-07-23 GB GB8024092A patent/GB2054741B/en not_active Expired
- 1980-07-24 IT IT8023676A patent/IT1228129B/it active
- 1980-07-24 DE DE19803028137 patent/DE3028137A1/de active Granted
- 1980-07-25 JP JP10139480A patent/JPS5634931A/ja active Granted
- 1980-07-25 FR FR8016476A patent/FR2462555B1/fr not_active Expired
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE3124782A1 (de) * | 1980-06-26 | 1982-05-27 | General Electric Co., Schenectady, N.Y. | Spaltregeleinrichtung und -verfahren |
DE10032454A1 (de) * | 2000-07-04 | 2002-01-17 | Man Turbomasch Ag Ghh Borsig | Vorrichtung zum Kühlen eines ungleichmäßig stark temperaturbelasteten Bauteiles |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
GB2054741B (en) | 1983-10-05 |
IT8023676A0 (it) | 1980-07-24 |
IT1228129B (it) | 1991-05-28 |
JPH0120320B2 (de) | 1989-04-14 |
US4329114A (en) | 1982-05-11 |
GB2054741A (en) | 1981-02-18 |
CA1159660A (en) | 1984-01-03 |
JPS5634931A (en) | 1981-04-07 |
DE3028137A1 (de) | 1981-02-12 |
FR2462555A1 (fr) | 1981-02-13 |
FR2462555B1 (fr) | 1987-07-31 |
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DE3028137C2 (de) | ||
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