DE2654300C2 - Flugzeugturbinentriebwerk - Google Patents
FlugzeugturbinentriebwerkInfo
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- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
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- 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
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Description
durch die Linie B dargestellten Weise zusammenziehen, so daß der Spalt größer wird, wenn die Triebwerksumgebung
weniger aggressiv wird. Die Kurve C zeigt den Spalt, wenn eine Kühlung erfolgt. Da die Linie C zu
einem Verkleinern des Spalts und zum Schleifen des Turbinenrotors an der Dichtvorrichtung führt, wenn
sich das Triebwerk dem Gtartbetriebszustand in Meereshöhe nähert, muß das Triebwerk so ausgelegt werden,
daß das nicht passiert Bei der unterschiedslosen Kühlung, wie sie bei dem bekannten Flugzeugturbinentriebwerk
erfolgt, müßte die Linie C aufwärtsverschoben werden, so daß sie durch den Punkt A in dem aggressivsten
Betriebszustand hindurchgeht Wenn das aber gemacht würde, ergäbe sich bei dem Betrieb des
Triebwerks ein wesentlich größerer Spalt bei den weniger aggressiven Triebwerksbetriebszuständen.
Aus dor US-PS 30 29 064 ist eine Temperatursteuereinrichtung
für Turbinengehäuse bekannt wobei die Kühleinrichtung dazu dient, Teile eines Triebwerks vor
thermischer Überlastung zu schützen. Hierfür sind Ventile vorgesehen, über welche die Zufuhr von Kühlluft in
Abhängigkeit von der Gehäusetemperatur gesteuert wird. Die Gehäusetemperatur ist bei maximaler Leistungsabgabe
am höchsten, weshalb die Kühleinrichtung bei maximaler Leistungseingabe eingeschaltet ist
und Kühlluft liefert
Die DE-AS 10 80 818 beschreibt eine Gasturbine, die keine Spaltsteuereinrichtung aufweist sondern eine
Kühlluftzuführvorrichtung für den Turbinenrotor, wobei die Kühlluftzufuhr in Abhängigkeit von der Drehzahl
geregelt wird. Auch diese Kühleinrichtung ist zum Erzielen eines optimalen Spalts zwischen den Laufschaufelspitzen und der sie umgebenden Dichtvorrichtung
nicht geeignet
Aufgabe der Erfindung ist es, ein Flugzeugturbinentriebwerk der im Oberbegriff des Patentanspruchs 1
angegebenen Art so auszubilden, daß sich mit der Kühlluftspriihvorrichtung
ein möglichst kleiner Spalt bei unterschiedlichen Betriebsbedingungen aufrechterhalten
läßt.
Diese Aufgabe ist erfindungsgemäß durch die im Kennzeichen des Patentanspruchs 1 angegebenen
Merkmale gelöst
Wie oben erwähnt ist bei einem Flugzeugturbineiitriebwerk
bei maximaler Leistungfabgabe (Start in Meereshöiie), d. h. bei maximaler thermischer und mechanischer
Belastung, der Spalt am kleinsten, was dem Punkt A in F i g. 2 entspricht, und mit abnehmender Leistungsabgabe
nimmt der Spalt dann entsprechend der Kennlinie B zu. Bei dem Flugzeugturbinentriebwerk
nach der Erfindung ist bei maximaler Leistungsabgabe die Kühlluftsprühvorrichtung nicht eingeschaltet Die
Kühlluftsprühvorrichtung wird erfindungsgemäß erst bei einem Betriebszustand eingeschaltet der etwa maximaler
Reiseflugleistung entspricht. Durch das Einschalten der Kühliuftsprühvorrichtung schrumpft das Triebwerksgehäuse
entsprechend der Kennlinie D. Der Spalt verringert sich demgemäß etwa sprungartig und nimmt
mit weiter abnehmender Leistungsabgabe gemäß der niedrigeren Kennlinie C wieder zu. Gemäß der Erfindung
wird also ein kleinerer Spalt und demgemäß ein besserer Wirkungsgrad im Reiseflugsbetriebsbereich
erzielt. Das ist ein wesentlicher Vorteil, weil Flugzeugturbinentriebwerke überwiegend in diesem Betriebsbereich
arbeiten. Bei einem Flugzeugturbinentriebwerk ist 6» eine Kühlung bei maxiirs'er Leistungsabgabe, d. h. bei
höchster thermischer Belastung immer erforderlich, um die Triebwerksteile vor zu hohen Temperaturen zu
schützen. Gemäß der Erfindung wird ausgerechnet, in diesem Betriebsbereich keine Kühlluft auf das Triebwerksgehäuse
gesprüht. Auf diese Weise lassen sich Turbinenluftverluste minimieren.
Vorteilhafte Ausgestaltungen der Erfindung bilden den Gegenstand der Unteransprüche.
In der Ausgestaltung der Erfindung nach Anspruch 5 ist der Triebwerksbetriebsparameter, auf den die
Steuereinrichtung anspricht die Verdichterdrehzahl. Die Verdichterdrehzahl wird üblicherweise bereits
durch den vorhandenen Brennstoffregier gemessen, weshalb die Verdichterdrehzahl mit geringen Modifizierungen,
falls überhaupt welche erforderlich sind, verfügbar ist.
Wenn bei dem Flugzeugturbinentriebwerk nach der Erfindung bei maximaler Reiseflugleistung Kühlluftzufuhr
eingeschaltet wird, ergibt sich eine Schrumpfung des Triebwerksgehäuses, was durch die Kurve D dargestellt
ist Wenn die volle Kühlung erreicht ist, führt eine weitere Verringerung der Triebwe*Ksleistung zu einer
weiteren Zusammenziehung des Turbnienrotors (aufgrund
von geringerem Wärme- und Zentrifugalwachstum), wodurch der Spalt vergrößert wird, was durch die
Kurve C dargestellt ist In der Ausgestaltung der Erfindung nach Anspruch 11 wird die Ein/Aus-Steuerung gewählt,
weil sie unter dem Gesichtspunkt der Einfachheit der Bauteile am zweckmäßigsten ist
Bei Flugzeugturbinentriebwerkers, bei denen eine
größere Ausgefeiltheit und Komplexität zugelassen werden können, kann die Steuerung gemäß der Ausgestaltung
der Erfindung nach Anspruch 12 eine modulierende Steuerung sein, durch die die Kühlluftzufuhr zwischen
Voll-Ein und Voll-Aus so beeinflußt werden kann,
daß eine diskrete thermische Steuerung erzielt wird, weiche zu einem Wachstumsprofil führt, das einen im
wesentlichen konstanten Spalt ergibt was durch die gestrichelte Linie E in F i g. 2 dargestellt ist
Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung wird im folgenden
unter Bezugnahme auf die Zeichnungen näher beschrieben. Es zeigt
F i g. 1 in einer schematischen Seitenansicht ein Flugzeugturbinentriebwerk
nach der Erfindung,
F i g. 2 ein Diagramm, in welchem der Spalt m Abhängigkeit
von der Flugzeugleistung, die als Funktion der Verdichterdrehzahl aufgefaßt werden kann, aufgetragen
ist,
Fig.3 eine perspektivische Darstellung einer Ausführungsform
einer Kühlluftsprühvorrichtung und
F i g. 4 eine Teilschnittansicht des Flugzeugturbinentriebwerks nach Fig. 1.
Ein in F i g. 1 schematisch dargestelltes Zweikreis-TL-Triebwerk,
das in seiner Gesamtheit mit der Bezugszahl 10 bezeichnet und ein Axial-TL-Triebwerk ist hat einen
Verdichterabschnitt, einen Brennerabschni'-t und einen
Turbinenabschnitt (nicht dargestellt), die in einem Triebwerksgehäuse 9 angebracht sind, und einen Gebläseauslaßkanal
12, der das in F i g. 1 nicht sichtbare Gebläse umgibt
Das Triebwerk 10 hat einen Brennstoffregler 14, der auf überwachte Parameter anspricht, und zwar auf die
Stellung eines Gashebels 16 und auf die Verdichterdrehzahl N, was durch eine Linie 18 dargestellt ist, und in
seinem Rechnerabschnitt diese Parameter verarbeitet, so daß die erforderliche Brennstoffmenge für eine optimale
Triebwerksleistung zugeführt wird. Demgemäß wird Brennstoff aus einem Brennstofftank 20 durch eine
pumpe 22 unter Druck gesetzt und dem Brennerabschnitt über eine Leitung 24 zueemexsen.
5 6
Mit der Darstellung des Brennstoffreglers 14 wird barkeit, der Komplexität, der Genauigkeit und der Zubezweckt, die Tatsache auszudrücken, daß er bereits die verlässigkeit desselben ab. Der Punkt, an welchem die
Verdichterdrehzahl N mißt. Es erfordert somit nur eine Steuerung ein- und ausgeschaltet wird, hängt offenbar
geringe Modifizierung, falls überhaupt, um diesen Para- von dem Triebwerk und von dem Einsatz des Flugzeumeter auf eine Weise zu benutzen, die die folgende Be- 5 ges ab. Ein solcher Parameter, der diesem Zweck dient,
Schreibung zeigen wird. Kühlluft wird zu dem Trieb- ist die Triebwerksdrehzahl (entweder die des ND-Verwerksgehäuse 9 in dem heißen Turbinenabschnitt gelei- dichters oder die des HD-Verdichters in einem Zweitet und in Abhängigkeit von einem Parameter ein- und kreistriebwerk) oder die Temperatur an irgendeiner
ausgeschaltet. Zu diesem Zweck leitet ein Verteilerrohr Stelle in dem Triebwerk zwischen dem Verdichtereinlaß
30, welches einen trichterförmigen Einlaß 32 hat, der io und der Schubdüse.
sich auf einer Seite in den Gebläseauslaßkanal 12 er- Gemäß der Darstellung in F ι g. 1 wird die Istdrehzahl
streckt einen stiltischen, unter Druck stehenden Luft- N durch den Brennstoffregler 14 gemessen, und ein
strom zu seinem Verteilerabschnitt 34, der mit mehre- Drehzahlsignal, das auf einem oder unterhalb eines Be-
ren in gegenseitigem axialem Abstand angeordneten zugsdrehzahlwertes ist, der in dem Summierungskno-
konzentrischen Sprührohren 36 in Verbindung steht, die 15 tenpunkt 40 festgestellt wird, veranlaßt den Stellantrieb
das Triebwerksgehäuse 9 fast ganz umschließen. Jedes 42, ein Absperrorgan 44 zu öffnen. Durch eine auf die
luft auf das Triebwerksgehäuse 9 gesprüht wird, trischen Schalters 46, der auf ein Barometer 49 an-
Die dem Geblslseauslaßkanal 12 entnommene und auf spricht, wird die Steuereinrichtung und damit die Kü...-das Triebwerksgehäuse 9 auftreffende Luft dient zum 20 luftsprühvorrichtung unterhalb einer vorbestimmten
Verringern der Gehäusetemperatur. Eine an dem Ge- Höhe abgeschaltet Dadurch wird verhindert, daß die
häuse 9 befestigte Dichtvorrichtung 52 wird durch eine Kühlluftsprühvorrichtung am Boden während des BeVerringerung des thermischen Wachstums des Gehäu- triebes mit geringer Leistung eingeschaltet wird, wenn
ses effektiv zum Schrumpfen gebracht und dadurch der sie nicht benötigt wird und begreiflicherweise eine geSpalt 55 zwischen der Dichtvorrichtung 52 und den Spit- 25 genseitige Berührung zwischen den Laufschaufelspitzen
zen 54 der Laufschaufeln 56 reduziert. Die Dichtvorrich- 54 und der Dichtvorrichtung 52 verursachen konnte,
tung 52 ist auf dem Umfang der Turbine in Segmente wenn das Triebwerk auf Meereshöheleistung beschleuunterteilt, und die Kraft die durch das Gehäuse 9 auf- nigtwird
grund der niedrigeren Temperatur ausgeübt wird, ver- Fig. 3 zeigt ausführlicher die Spruhrohre 36 und ihre
ringert konzentrisch den Dichtvorrichtungsdurchmes- 30 Verbindung mit dem Gebläseauslaßkanal 12. Zur Er-
ser Die Größe der Verringerung des Spalts 55 ist durch leichterung des Zusammenbaus ist ein flexibler Balg 48
die Menge der auf das Triebwerksgehäuse 9 auftreffen- zwischen dem trichterförmigen Einlaß 32 und dem Ab-
den Luft gegeben. sperrorgan 44 angeordnet welches an dem Verte.ter-
während des gesamten Flugzeugbetriebes und somit im 35 Sprührohre 36 sind jeweils mit dem Verteilerabschnitt
gesamten Leistungsbereich lediglich Luft auf das Trieb- 34 des Verteilerrohres 30 verbunden und in gegenseiti-
werksgehäuse 9 gesprüht würde. Bei dem hier bcschrie- gem axiale-, Abstand angeordnet
benen Flugzeugturbinentriebwerk wird der Spalt 55 Gemäß F i g. 4 ist jedes Sprührohr 36 zwischen zwei
beim Reiseflug, d h. unterhalb der beim Start erforderli- Flanschen 50 angeordnet die von dem Triebwerksge-
chen Maximalleistung verringert. Die Verringerung des 40 häuse 9 vorstehen. Die in Segmente unterteilte Dicht-
male Differenz von thermischem Wachstum des Trieb- nenlaufschaufeln 56 mittels Tragringen 58, die mit einem
werksgehäuses 9 zu thermischem Wachstum des Turbi- von dem Triebwerksgehäuse 9 vorstehenden Arm 60
nenrotors beim Reiseflug relativ zum Start (Maximallei- verschraubt sind, und durch ein Halteteil 62 gehaltert,
stung) verringert wird. Das ist in F i g. 2 dargestellt die 45 das mit einer Leitschaufel 64 verschraubt ist. Jede Dicht-
die Verschiebung von der Kurve B zur Kurve Coder E
vorrichtung 52 ist in gleicher Weise gehaltert weshalb
längs der Linie D zeigt Die Erzielung der Spaltverringe- der Einfachheit halber die Beschreibung der ubrsgen
rung beim Reiseflug erfolgt somit durch Einschalten des Dichtvorrichtungen hier weggelassen wird. Die Anzahl
luftstrom so beeinflußt wird, daß ein größerer Kühlluft- 50 rohre 36 hängen von dem besonderen Triebwerk und
strom eingeleitet wird, wenn die Leistung abnimmt er- dem besonderen Einsatz des Flugzeuges ab. Es wird vor
gibt sich ein Spalt der im wesentlichen konstant ist was allem bezweckt den Spalt 55 gemäß F1 g. 2 auf se.nem
durch die gestrichelte Linie E dargestellt ist Wenn eine Sollwert zu halten. Zu diesem Zweck sind die Offnungen
einen Summienangsknotenpunkt 40 und einen Stellan- in jedem Sprührohr 36 so angeordnet daß die Kühlluft
trieb 42 aufweisende Steuereinrichtung eine Ein/Aus- 55 auf die Seitenwände 70 der Flansche 50 auftrifft. Das
Steuerung bewirkt ergibt sich der durch die Kurve C Besprühen des Gehäuses 9 an jeder anderen Stelle wur-
dargestellte Spalt Die Ein/Aus-Steuerung oder auch ei- de nicht die erforderlichen Schrumpfungen erzeugen,
ne modulierende Steuerung der Kühlluft könnte zwar in die bewirken, daß der Spalt 55 seinen Sollwert behalt
richtung 52 und den Spitzen 54 der Turbinenlaufschau- 60 Hierzu 4 Blatt Zeichnungen
fein 56 arbeiten, eine solche Steuerung wäre jedoch äußerst aufwendig und kompliziert
Bei dem hier beschriebenen Flugzeugturbinentriebwerk wird ein zuverlässiger Parameter benutzt der den
Leistungwert oder den Flugzeugbetriebszustand angibt 65
bei welchem die Kühlluftsprühvorrichtung ein- und ausgeschaltet werden sollte. Die Auswahl des unter dieses
Kriterium fallenden Parameters hängt von der Verfüg-
Claims (12)
1. Flugzeugturbinentriebwerk mit einem Trieb- Bei Flugzeugturbinentriebwerken hat der Spalt zwiwerksgehäuse (9), mit einem darin drehbar gelager- 5 sehen den Laufschaufelspitzen des Turbinenrotors und
ten und mit Laufschaufeln (56) versehenen Turbi- der um diese angeordneten Dichtvorrichtung große Benenrotor, mit einer um die Spitzen (54) der Lauf- deutung, v/eil jeder Leckverlust an Turbinenluft einen
schaufeln (56) angeordneten Dichtvorrichtung (52) Verlust an Turbinenleistung darstellt und direki als eine
und mit einer Kühlluftsprühvorrichtung (36) zum Vergeudung von Brennstoff angesehen werden kann.
Steuern des Spalts zwischen den Laufschaufelspit- io Ideal sollte dieser Spalt zur Verhinderung von Turbizen (54) und der Dichtvorrichtung (52) durch Sprü- nenluft- oder -leistungsverlusten auf Null gehalten werhen von Kühlluft auf das Triebwerksgehäuse (9), den. Wegen der aggressiven Umgebung an dieser Stelle
gekennzeichnet durch eine Steuereinrich- des Triebwerks kann jedoch ein solcher Idealzustand
tung (40,42) zum Steuern der Kühlluftsprühvorrich- nicht erreicht werden, weshalb versucht wird, diesen
tung (36) derart, daß diese bei Startleistungsabgabe 15 Spalt so zu optimieren, daß er so nahe wie möglich bei
des Triebwerks aus- und unterhalb eines vorbe- Null gehalten wird.
stimmten Betriebszustands kleinerer Leistungsabga- Bei einem bekannten Flugzeugturbinentriebwerk der
be eingeschaltet ist im Oberbegriff des Patentanspruchs 1 angegebenen Art
2. Triebift-irk nach Anspruch 1, dadurch gekenn- (DE-OS 20 44 800) wird zwar während des gesamten
zeichnet, daß die Kühlluftsprühvorrichtung (36) au- 20 Betriebsbereiches des Triebwerks Kühlluft auf eine
ßerhalb des Gehäuses (9) angeordnet ist Vorrichtung gesprüht, die an dem Gehäuse befestigt ist
3. Triebwerk nach Anspruch 1 oder 2, dadurch und die Dichtvorrichtung trägt, welche die Laufschaugekennzeichnet, daß die Steuereinrichtung (40, 42) feispitzen umgibt, bei dieser unterschiedslosen Kühlluftauf einen Triebwerksbetriebsparameter anspricht zufuhr über dem gesamten Betriebsbereich des Trieb-
4. Triebwerk nach einem der Ansprüche 1 bis 3, 25 Werks ergeben sich jedoch bei bestimmten Betriebsbegekennzeichnet durch eine Einrichtung (46, 48), die dingungen verhältnismäßig große Spalte zwischen den
auf die Höhe anspricht und die Kühlluftsprühvor- Laufschaufelspitzen und der Dichtvorrichtung. Dabei ist
richtung (36) unterhalb einer vorbestimmten Höhe bei maximaler Leistungsabgabe des Triebwerks (d. h.
außer Betrieb setzt beim Start in Meereshöhe) der Spalt am kleinsten und
5. Triebwerk nach Anspruch 3, dadurch gekenn- 30 nimmt bei abnehmender Leistungsabgabe stetig zu. Bei
zeichnet, daß der Triebwerksbetriebsparameter die dem bekannten Flugzeugturbinentriebwerk wird die
Verdichterdrehzahl ist Kühlluft nur auf einen bestimmten Gehäuseflansch ge-
6. Triebwerk nach einer» der Ansprüche 1 bis 5, sprüht, was nur eine träge Auswirkung auf das gesamte
gekennzeichnet durch ein Vertulerrohr (30,34), das Gehäuse haben dürfte, und erst anschließend wird die
mit einer Kühlluftquelle verbunden ist und Kühlluft 35 Kühlluft auf die Dichtvorrichtung geleitet Auf diese
in die Nähe der Dichtvorrichtung (52) leitet, und Weise läßt sich der Spalt nur unbedeutend steuern, weil
durch ein Absperrorgan (44) in dem Verteilerrohr, der Spalt nicht durch die Dichtvorrichtung selbst bedas die Luftströmung in diesem reguliert und durch stimmt wird, sondern durch das d:'e Dichtvorrichtung
die Steuereinrichtung (40,42) gesteuert ist tragende Gehäuse. Deshalb wird sich die Kühlung der
7. Triebwerk nach Anspruch 6, mit einem Gebläse- 40 Dichtvorrichtung bei diesem bekannten Flugzeugturbiauslaßkanal (12), dadurch gekennzeichnet, daß das nentriebwerk auch nur unwesentlich auf den Spalt aus-Verteüerrohr (30, 34) mit dem Gebläseauslaßkanal wirken. Bei dem bekannten Flugzeugturbinentriebwerk
(12) verbunden ist ist die Kühlluftsprühvorrichtung nicht in der Lage, un-
8. Triebwerk nach einem der Ansprüche 1 bis 7, terhalb des Zustands maximaler Triebwerksleistung
dadurch gekennzeichnet, daß das Triebwerksgehäu- 45 (Start) eine andere Kennlinie für den Spalt in Abhängigse (9) in gegenseitigem axialem Abstand angeordne- keit von der Triebwerksleistung zu erzielen. Das wird
te Flansche (50) hat und daß wenigstens ein Sprüh- am besten verständlich, wenn man sich vor Augen hält,
rohr (36) umfangsmäßig um das Triebwerksgehäuse daß der kleinste Spalt wie erwähnt bei maximaler Lei-(9) herum neben den Flanschen (50) angeordnet ist stung auftritt, da in diesem Fall das Triebwerk am heiße-
und die Kühlluft auf die Seitenwand (70) der Flan- 50 sten ist und mit maximaler Drehzahl läuft. Da das Gesche richtet häuse in diesem Betriebsbereich gekühlt wird, ist es be-
9. Triebwerk nach Anspruch 7, dadurch gekenn- reits in dem Schrumpf- oder Teilschrumpfzustand, so
zeichnet, daß die Verbindung mit dem Verteilerrohr daß, wenn die Turbine bei niedrigerer Temperatur und/
(30,34) einen Einlaß (32) aufweist, der in dem Geblä- oder niedrigerer Drehzahl arbeitet, das Gehäuse und
seauslaßkanal (12) angebracht und quer zu der Strö- 55 die Turbine bestrebt sind, sich wieder auf ihre normale
mung der Gebläseluft angeordnet ist. Abmessung zusammenzuziehen. In F i g. 2 ist das durch
10. Triebwerk nach Anspruch 9, gekennzeichnet ein Diagramm dargestellt, in welchem der Spalt über
durch einen flexiblen Balg (48), der in der Verbin- der Verdichterdrehzahl aufgetragen ist
dung angeordnet ist. Das Diagramm zeigt, daß der Punkt A auf der Linie B
11. Triebwerk nach einem der Ansprüche 6 bis 1Ö, 60 der minimale Spalt ist und daß jeder Punkt darunter zu
dadurch gekennzeichnet, daß die Steuereinrichtung einer Berührung zwischen dem Turbinenrotor und der
(40, 42) für das Absperrorgan (44) eine Ein/Aus- Dichtvorrichtung führen wird. Offenbar ist das der
Steuereinrichtung ist. Punkt größten Wachstums aufgrund von Zentrifugal-
12. Triebwerk nach einem der Ansprüche 6 bis 10, und Wärmekräften, der sich beim Start des Flugzeugs in
dadurch gekennzeichnet, daß die Steuereinrichtung 65 Meereshöhe ergibt Daher wird das Triebwerk so ausfür das Absperrorgan (44) eine modulierende gelegt, daß der minimale Zwischenraum beim Start aufSteuereinrichtung ist. tritt. Ohne Durchführung einer Kühlung werden sich
der Turbinenrotor und das Triebwerksgehäuse in einer
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---|---|---|---|
US05/638,131 US4069662A (en) | 1975-12-05 | 1975-12-05 | Clearance control for gas turbine engine |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
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DE2654300C2 true DE2654300C2 (de) | 1986-06-05 |
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---|---|---|---|
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SE (1) | SE433377B (de) |
Families Citing this family (81)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
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 |
US4257222A (en) * | 1977-12-21 | 1981-03-24 | United Technologies Corporation | Seal clearance control system for a gas turbine |
US4230436A (en) * | 1978-07-17 | 1980-10-28 | General Electric Company | Rotor/shroud clearance control system |
US4230439A (en) * | 1978-07-17 | 1980-10-28 | General Electric Company | Air delivery system for regulating thermal growth |
US4268221A (en) * | 1979-03-28 | 1981-05-19 | United Technologies Corporation | Compressor structure adapted for active clearance control |
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 |
US4332133A (en) * | 1979-11-14 | 1982-06-01 | United Technologies Corporation | Compressor bleed system for cooling and clearance control |
JPS5683955U (de) * | 1979-11-30 | 1981-07-06 | ||
US4337016A (en) * | 1979-12-13 | 1982-06-29 | United Technologies Corporation | Dual wall seal means |
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 |
US4441314A (en) * | 1980-09-26 | 1984-04-10 | United Technologies Corporation | Combined turbine power plant blade tip clearance and nacelle ventilation system |
US4487016A (en) * | 1980-10-01 | 1984-12-11 | United Technologies Corporation | Modulated clearance control for an axial flow rotary machine |
US4391290A (en) * | 1980-10-23 | 1983-07-05 | General Electric Company | Altitude sensing control apparatus for a gas turbine engine |
US4513567A (en) * | 1981-11-02 | 1985-04-30 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine active clearance control |
US4462204A (en) * | 1982-07-23 | 1984-07-31 | General Electric Company | Gas turbine engine cooling airflow modulator |
US4525998A (en) * | 1982-08-02 | 1985-07-02 | United Technologies Corporation | Clearance control for gas turbine engine |
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 |
GB2164706B (en) * | 1984-09-25 | 1988-06-08 | United Technologies Corp | Pressurized nacelle compartment for active clearance controlled gas turbine engines |
US4632635A (en) * | 1984-12-24 | 1986-12-30 | Allied Corporation | Turbine blade clearance controller |
US4815928A (en) * | 1985-05-06 | 1989-03-28 | General Electric Company | Blade cooling |
DE3546839C2 (de) * | 1985-11-19 | 1995-05-04 | Mtu Muenchen Gmbh | Gasturbinenstrahltriebwerk in Mehrwellen-Zweistrombauweise |
JPS6442456U (de) * | 1987-09-09 | 1989-03-14 | ||
US4859142A (en) * | 1988-02-01 | 1989-08-22 | United Technologies Corporation | Turbine clearance control duct arrangement |
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 |
US4856272A (en) * | 1988-05-02 | 1989-08-15 | United Technologies Corporation | Method for maintaining blade tip clearance |
US4826397A (en) * | 1988-06-29 | 1989-05-02 | United Technologies Corporation | Stator assembly for a gas turbine engine |
US5048288A (en) * | 1988-12-20 | 1991-09-17 | United Technologies Corporation | Combined turbine stator cooling and turbine tip clearance control |
US5012639A (en) * | 1989-01-23 | 1991-05-07 | United Technologies Corporation | Buffer region for the nacelle of a 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 |
US5088885A (en) * | 1989-10-12 | 1992-02-18 | United Technologies Corporation | Method for protecting gas turbine engine seals |
US4999991A (en) * | 1989-10-12 | 1991-03-19 | United Technologies Corporation | Synthesized feedback for gas turbine clearance control |
FR2798423B1 (fr) | 1990-01-24 | 2002-10-11 | United Technologies Corp | Commande de jeu pour turbine de moteur a turbine a gaz |
DE4042729C2 (de) * | 1990-02-08 | 2002-10-31 | United Technologies Corp | Minimale Leckströmung zwischen Schaufelspitze und Gehäusewand |
US5081830A (en) * | 1990-05-25 | 1992-01-21 | United Technologies Corporation | Method of restoring exhaust gas temperature margin in a gas turbine engine |
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 |
US5261228A (en) * | 1992-06-25 | 1993-11-16 | General Electric Company | Apparatus for bleeding air |
US5553449A (en) * | 1993-12-21 | 1996-09-10 | United Technologies Corporation | Method of operating a gas turbine engine powerplant for an aircraft |
DE19643716A1 (de) * | 1996-10-23 | 1998-04-30 | Asea Brown Boveri | Schaufelträger für einen Verdichter |
US6185925B1 (en) * | 1999-02-12 | 2001-02-13 | General Electric Company | External cooling system for turbine frame |
DE10019437A1 (de) * | 2000-04-19 | 2001-12-20 | Rolls Royce Deutschland | Verfahren und Vorrichtung zum Kühlen der Gehäuse von Turbinen von Strahltriebwerken |
DE10042933A1 (de) * | 2000-08-31 | 2002-03-14 | Rolls Royce Deutschland | Vorrichtung zum Kühlen des Gehäuses einer Fluggasturbine |
US7010906B2 (en) * | 2001-11-02 | 2006-03-14 | Rolls-Royce Plc | Gas turbine engine haveing a disconnect panel for routing pipes and harnesses between a first and a second zone |
US6877952B2 (en) * | 2002-09-09 | 2005-04-12 | Florida Turbine Technologies, Inc | Passive clearance control |
US6925814B2 (en) * | 2003-04-30 | 2005-08-09 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Hybrid turbine tip clearance control system |
US6949939B2 (en) * | 2003-06-10 | 2005-09-27 | General Electric Company | Methods and apparatus for measuring rotating machine clearances |
US20050109016A1 (en) * | 2003-11-21 | 2005-05-26 | Richard Ullyott | Turbine tip clearance control system |
WO2006059982A1 (en) * | 2004-12-01 | 2006-06-08 | United Technologies Corporation | Remote engine fuel control and electronic engine control for turbine engine |
US7165937B2 (en) * | 2004-12-06 | 2007-01-23 | General Electric Company | Methods and apparatus for maintaining rotor assembly tip clearances |
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 |
US7665310B2 (en) * | 2006-12-27 | 2010-02-23 | General Electric Company | Gas turbine engine having a cooling-air nacelle-cowl duct integral with a nacelle cowl |
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 |
US8517663B2 (en) | 2008-09-30 | 2013-08-27 | General Electric Company | Method and apparatus for gas turbine engine temperature management |
US8591174B1 (en) * | 2008-11-20 | 2013-11-26 | David Wenzhong Gao | Wind aeolipile |
US8092153B2 (en) * | 2008-12-16 | 2012-01-10 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Bypass air scoop for gas turbine engine |
US8152457B2 (en) * | 2009-01-15 | 2012-04-10 | General Electric Company | Compressor clearance control system using bearing oil waste heat |
US8105014B2 (en) * | 2009-03-30 | 2012-01-31 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine article having columnar microstructure |
US8668431B2 (en) * | 2010-03-29 | 2014-03-11 | United Technologies Corporation | Seal clearance control on non-cowled gas turbine engines |
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 |
DE102011106961A1 (de) * | 2011-07-08 | 2013-01-10 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Fluggasturbinentriebwerk mit Kühlelementen am Kerntriebwerksgehäuse |
US10724431B2 (en) | 2012-01-31 | 2020-07-28 | Raytheon Technologies Corporation | Buffer system that communicates buffer supply air to one or more portions of a gas turbine engine |
US9587507B2 (en) | 2013-02-23 | 2017-03-07 | Rolls-Royce North American Technologies, Inc. | Blade clearance control for gas turbine engine |
FR3002590B1 (fr) * | 2013-02-26 | 2015-04-03 | Snecma | Dispositif de refroidissement pour carter de turboreacteur d'aeronef comportant un dispositif de maintien |
US9091212B2 (en) | 2013-03-27 | 2015-07-28 | Hamilton Sundstrand Corporation | Fuel and actuation system for gas turbine engine |
US9140191B2 (en) | 2013-04-22 | 2015-09-22 | Hamilton Sundstrand Corporation | System for controlling two positive displacement pumps |
EP2927433B1 (de) * | 2014-04-04 | 2018-09-26 | United Technologies Corporation | Aktive spaltkontrolle für einen gasturbinenmotor |
EP2987966A1 (de) * | 2014-08-21 | 2016-02-24 | Siemens Aktiengesellschaft | Gasturbine mit in Ringsektoren unterteiltem Kühlringkanal |
US20160326915A1 (en) * | 2015-05-08 | 2016-11-10 | General Electric Company | System and method for waste heat powered active clearance control |
US10344614B2 (en) | 2016-04-12 | 2019-07-09 | United Technologies Corporation | Active clearance control for a turbine and case |
FR3058459B1 (fr) * | 2016-11-04 | 2018-11-09 | Safran Aircraft Engines | Dispositif de refroidissement pour une turbine d'une turbomachine |
CN107605544B (zh) * | 2017-08-14 | 2019-05-10 | 西北工业大学 | 一种缘板波浪形开槽喷射的轮缘密封结构 |
EP3540182A1 (de) * | 2018-03-14 | 2019-09-18 | Siemens Aktiengesellschaft | Verfahren zur steuerung einer spaltminimierung einer gasturbine |
US10704560B2 (en) | 2018-06-13 | 2020-07-07 | Rolls-Royce Corporation | Passive clearance control for a centrifugal impeller shroud |
US11174798B2 (en) | 2019-03-20 | 2021-11-16 | United Technologies Corporation | Mission adaptive clearance control system and method of operation |
Family Cites Families (19)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2811833A (en) * | 1953-06-05 | 1957-11-05 | Gen Motors Corp | Turbine cooling |
DE1080818B (de) * | 1956-11-23 | 1960-04-28 | Rolls Royce | Gasturbine |
US3029064A (en) * | 1958-07-11 | 1962-04-10 | Napier & Son Ltd | Temperature control apparatus for turbine cases |
US2994472A (en) * | 1958-12-29 | 1961-08-01 | Gen Electric | Tip clearance control system for turbomachines |
NL296573A (de) * | 1962-08-13 | |||
US3301526A (en) * | 1964-12-22 | 1967-01-31 | United Aircraft Corp | Stacked-wafer turbine vane or blade |
GB1090173A (en) * | 1966-05-04 | 1967-11-08 | Rolls Royce | Gas turbine engine |
US3736069A (en) * | 1968-10-28 | 1973-05-29 | Gen Motors Corp | Turbine stator cooling control |
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 |
GB1248198A (en) * | 1970-02-06 | 1971-09-29 | Rolls Royce | Sealing device |
GB1308963A (en) * | 1970-05-30 | 1973-03-07 | Secr Defence | Gap control apparatus |
DE2042478C3 (de) * | 1970-08-27 | 1975-08-14 | Motoren- Und Turbinen-Union Muenchen Gmbh, 8000 Muenchen | Gasturbinentriebwerk, vorzugsweise Strahltriebwerk für Flugzeuge, mit Kühlluft- und gegebenenfalls Sperrluftentnahme |
US3742705A (en) * | 1970-12-28 | 1973-07-03 | United Aircraft Corp | Thermal response shroud for rotating body |
US3869222A (en) * | 1973-06-07 | 1975-03-04 | Ford Motor Co | Seal means for a gas turbine engine |
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 |
US3957391A (en) * | 1975-03-25 | 1976-05-18 | United Technologies Corporation | Turbine cooling |
US3986720A (en) * | 1975-04-14 | 1976-10-19 | General Electric Company | Turbine shroud structure |
US4005946A (en) * | 1975-06-20 | 1977-02-01 | United Technologies Corporation | Method and apparatus for controlling stator thermal growth |
-
1975
- 1975-12-05 US US05/638,131 patent/US4069662A/en not_active Expired - Lifetime
-
1976
- 1976-11-22 SE SE7613019A patent/SE433377B/xx not_active IP Right Cessation
- 1976-11-22 CA CA266,260A patent/CA1079646A/en not_active Expired
- 1976-11-25 IN IN2114/CAL/76A patent/IN146515B/en unknown
- 1976-11-26 IT IT29821/76A patent/IT1077099B/it active
- 1976-11-26 IL IL51008A patent/IL51008A/xx unknown
- 1976-11-30 NL NL7613312A patent/NL7613312A/xx not_active Application Discontinuation
- 1976-11-30 DE DE2654300A patent/DE2654300C2/de not_active Expired
- 1976-12-01 GB GB50123/76A patent/GB1561115A/en not_active Expired
- 1976-12-02 BR BR7608084A patent/BR7608084A/pt unknown
- 1976-12-03 JP JP51145505A patent/JPS6020561B2/ja not_active Expired
- 1976-12-03 BE BE172961A patent/BE849054A/xx not_active IP Right Cessation
- 1976-12-03 PL PL1976194141A patent/PL112264B1/pl unknown
- 1976-12-03 FR FR7636437A patent/FR2333953A1/fr active Granted
- 1976-12-04 ES ES453959A patent/ES453959A1/es not_active Expired
-
1978
- 1978-11-22 AU AU19858/76A patent/AU517469B2/en not_active Expired
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
US4069662A (en) | 1978-01-24 |
BR7608084A (pt) | 1977-11-22 |
IT1077099B (it) | 1985-04-27 |
SE433377B (sv) | 1984-05-21 |
JPS6020561B2 (ja) | 1985-05-22 |
AU1985876A (en) | 1978-06-01 |
AU517469B2 (en) | 1981-08-06 |
JPS5270213A (en) | 1977-06-11 |
BE849054A (fr) | 1977-04-01 |
PL112264B1 (en) | 1980-10-31 |
CA1079646A (en) | 1980-06-17 |
SE7613019L (sv) | 1977-06-06 |
NL7613312A (nl) | 1977-06-07 |
IN146515B (de) | 1979-06-23 |
IL51008A (en) | 1979-03-12 |
GB1561115A (en) | 1980-02-13 |
DE2654300A1 (de) | 1977-06-08 |
FR2333953B1 (de) | 1982-08-27 |
FR2333953A1 (fr) | 1977-07-01 |
IL51008A0 (en) | 1977-01-31 |
ES453959A1 (es) | 1977-11-01 |
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