FR2636094A1 - Dispositif ou ensemble d'etancheite entre etages d'un turbomoteur comprenant plusieurs segments et segment d'etancheite du dispositif ou ensemble d'etancheite - Google Patents
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Abstract
La présente invention concerne un dispositif d'étanchéité au gaz entre un premier rotor 10 et un second rotor 12, co-rotatifs, d'un turbomoteur. Cet ensemble d'étanchéité est caractérisé en ce qu'il comprend une pluralité de segments d'étanchéité 36, disposés entre une partie 22 du disque 18 du premier rotor 10 et une partie 24 du disque 20 du second rotor 12, la pluralité de segments d'étanchéité formant un ensemble d'étanchéité annulaire, chaque segment d'étanchéité 36 comprenant une paroi étanche externe radiale 40, définissant une barrière annulaire au gaz entre les premier 18 et second 20 disques de rotor, chacun des segments d'étanchéité 36 comprenant des premiers moyens 50, et des seconds moyens 52 pour supporter radialement le segment d'étanchéité 36, et des moyens de renforcement 60, s'étendant entre les premiers moyens supports 50 et une partie centrale axiale de la paroi externe radiale du segment d'étanchéité.
Description
La présente invention concerne un ensemble d'étanchéité disposé entre les
disques de rotor adjacents
axialement dans un turbomoteur.
La nécessité de réaliser l'étanchéité entre des disques de rotor corotatifs dans la turbine, ou dans les
autres sections d'un turbomoteur est un problème permanent.
L'environnement auquel de tels joints d'étanchéité doivent résister comprend l'exposition d'au moins une partie du joint d'étanchéité interdisque de la turbine à des gaz de travail ayant des températures supérieures à 14000 celsius, la résistance à la force centrifuge provoquée par les hautes vitesses de rotation des disques, et l'adaptation aux conditions thermiques transitoires causées par les variations de puissance du moteur. Il est habituel dans de tels joints d'étanchéité de supporter une partie de la structure du joint d'étanchéité rotatif, qui est logée entre un ensemble d'aubes de stator disposées axialement entre les disques de la turbine. Ce joint d'étanchéité rotatif est habituellement constitué d'un élément érodable annulaire fixé sur une partie interne radiale des aubes de stator, et une série de bords en lame de couteau s'étendant circonférentiellement autour du joint d'étanchéité interdisque, et s'étendant radialement vers l'extérieur, en contact étroit avec l'élément annulaire érodable. Ainsi qu'il est bien connu de l'homme de l'art, le mouvement radial du joint d'étanchéité interdisque peut obliger les bords en lame de couteau à se déplacer au contact de la bague érodable, réalisant ainsi des fuites entre la bague et les bords en lame de couteau, en cours de
fonctionnement normal.
Une technique de l'art antérieur pour fournir de tels joints d'étanchéité interdisques a été d'utiliser des bagues d'étanchéité pleines, dans lesquelles un joint d'étanchéité, à structure monolithique, est disposé, ayant une bague interne radiale, fermant l'espace axial entre les disques de rotor, une paroi externe annulaire fixée de façon étanche sur les extrémités opposées axialement des couronnes des disques de rotor adjacents, et une ame s'étendant radialement, fixée entre la bague support et la paroi externe, destinée à supporter la partie centrale axiale de la paroi externe. Un retour aux éléments d'étanchéité de l'art antérieur a résulté de l'apparition de dilatations thermiques non adaptées entre les disques de rotor et la bague supportant le joint d'étanchéité. Durant les périodes d'accélération rapide du moteur, la température du fluide de travail augmente rapidement provoquant également la montée rapide en température des couronnes de disques et de l'ensemble d'étanchéité. Le joint d'étanchéité interdisque possédant une masse inférieure, de façon significative, à celle des disques, monte en température plus rapidement, et ainsi est soumis à une dilatation thermique plus rapide. Les dilations thermiques différentes induites par les températures inégales atteintes peuvent provoquer des contraintes périphériques dans les parties pleines du joint d'étanchéité interdisque annulaire, qui peuvent être aussi grandes, ou plus grandes, que les contraintes périphériques résultant de la force centrifuge provoquée par la rotation. De tels joints d'étanchéité interdisques monolithiques peuvent être fabriqués dans des matériaux à haute résistance, de façon à résister aux contraintes périphériques induites par la rotation et l'accroissement thermique mentionné précédemment. Une telle résistance requiert une structure de joint d'étanchéité plus lourde, grevant ainsi le poids total du moteur en imposant un
poids additionnel aux couronnes des disques de rotor.
On souhaite réaliser un joint d'étanchéité interdisques de faible poids, qui soit capable de résister aux différences thermiques prenant naissance entre le joint d'étanchéité et les disques de turbine adjacents, qui puisse résister aux forces provoquées par la rotation, et qui soit stable dimensionnellement en direction radiale, afin d'éviter un mouvement radial excessif des bords rotatifs en lame de
couteau.
Ainsi un objet de la présente invention est de fournir un moyen pour fermer de façon étanche, dans un turbomoteur à flux axial, l'espace annulaire compris entre deux disques de rotor espacés axialement. Un autre objet de la présente invention est de fournir des moyens d'étanchéité en mesure de s'accommoder des différences de dilatation thermique existant entre les disques de rotor, et les moyens d'étanchéité, pouvant résulter des conditions thermiques
transitoires dans la turbomachine.
Un autre objet suivant la présente invention est de fournir des moyens d'étanchéité circonférentiels segmentés,
supportés entièrement par les disques de rotor.
Un autre objet suivant la présente invention est de fournir des moyens d'étanchéité constituant un régulateur de distribution d'air frais à l'intérieur de la périphérie d'au
moins un des disques de rotor.
Suivant la présente invention l'espace annulaire formé entre deux disques de rotor espacés radialement et fermés de façon étanche contre le flux radial ou axial du fluide de travail de la turbine, au moyen d'un ensemble d'étanchéité annulaire. Cet ensemble d'étanchéité comprend une pluralité de segments individuels, disposés autour de la périphérie des disques de rotor, et s'étendant axialement
entre eux.
Chaque segment comprend une paroi s'étendant axialement entre les côtés des disques de rotor se faisant face et entre les parois circonférentielles correspondantes des éléments adjacents. Les parois définissent une barrière annulaire au gaz entre le flux de travail axial et le volume interne radial entre les disques de rotor. Le flux axial des gaz de travail entre les pieds des ailettes fixées à la couronne du disque, est contenu par un premier et un second plateau d'étanchéité, solidaires des segments d'étanchéité, et s'étendant radialement vers l'intérieur de la paroi. Les plateaux sont fixés de façon proche des couronnes des disques, empêchant le passage du flux radial vers l'intérieur
des supports d'ailettes.
Chaque segment comprend de plus une paire d'éléments formant crochets s'étendant axialement, encastrés dans les disques de rotor adjacents, pour maintenir radialement chaque segment d'étanchéité. Un renforcement, comprenant deux entretoises diagonales, s'étend à partir de chacun des éléments adjacents formant crochet, vers une partie axiale centrale de la paroi et procure un raidissement de celle-ci, à l'encontre des déformations radiales dues A la force centrifuge induite radialement. Les entretoises constituent de plus un régulateur d'air frais distribuant celui-ci autour de la périphérie d'au moins un des disques. Un tel air frais peut être dirigé vers chacune des ailettes fixées sur la couronne du disque ou, dirigé de façon à protéger les composants rotatifs contre les hautes températures du fluide
de travail.
A l'encontre des joints d'étanchéité monolithiques de l'art antérieur, l'assemblage d'étanchéité suivant la présente invention évite les différences thermiques qui naissent entre les disques de rotor adjacents et l'élément d'étanchéité, provoquant des variations de température transitoires comme, par exemple, durant les accélérations
rapides du turbomoteur. La forme segmentée circonférentiel-
lement du joint d'étanchéité, suivant la présente invention, élimine les contraintes périphériques de l'ensemble d'étanchéité. Le renforcement du joint d'étanchéité segmenté supporte, de plus, la partie centrale axiale de la paroi du joint d'étanchéité externe radial, maintenant ainsi la rigidité du joint avec les disques supports de rotor, tout en
lui permettant de se dilater et de se contracter radialement.
L'élimination de la contrainte périphérique dans le joint d'étanchéité segmenté permet une diminution de l'épaisseur requise des segments d'étanchéité, réduisant le poids total du joint et la charge radiale des disques de rotor. On décrira ci-après, à titre d'exemple non limitatif, une forme d'exécution de la présente invention, en référence au dessin annexé sur lequel: La figure 1 est une vue en coupe suivant l'axe
central, d'une turbine à plusieurs étages.
La figure 2 est une vue en perspective d'un segment
d'étanchéité suivant la présente invention.
Sur les figures, et en particulier sur la figure 1, la présente invention est décrite dans le cas d'une section de turbine à deux étages comportant un premier ensemble rotor et second ensemble rotor 12, les deux étant fixés à un arbre 14 pourvu d'un axe central 16. Les rotors 10 et 12 sont composés de disques externes radiaux 18,20 possédant chacun une périphérie, ou couronne 22,24, qui est adaptée pour recevoir une série d'ailettes 26,28. Les moyens pour fixer les ailettes et les couronnes de disque sont bien connus, et comprennent par exemple l'utilisation d'ailettes à pieds striés, qui coulissent axialement durant l'assemblage dans
des fentes de forme similaire à la périphérie du disque.
Les ailettes 26 et 28 sont disposées dans le flux du fluide de travail 30 qui est comprimé dans un compresseur amont (non représenté), et chauffé à la température de travail, dans une section combustion 32, disposée en amont des ailettes 26,28. Une aube de stator 34 est disposée dans le courant du fluide de travail 30 entre les étages des ailettes 26,28 pour diriger de façon optimum le fluide de
travail entrant dans la section des ailettes aval 28.
L'ensemble d'étanchéité suivant la présente invention est composé d'une pluralité de segments d'étanchéité 36 disposés entre les premier et second rotors 10,12 pour assurer l'étanchéité entre le flux axial du fluide de travail et le volume interne radial 38 défini entre les disques 18,20. Les segments d'étanchéité 36 comprennent chacun une paroi 40 s'étendant axialement entre le premier disque de rotor 18 et le second disque de rotor 20 et circonférentiellement entre les parois correspondantes (non représentées) de segments d'étanchéité adjacents circonférentiellement. Le segment d'étanchéité 36 comprend également des premier et second plateaux 42,44, disposés chacun de façon adjacente par rapport aux parties respectives de la couronne 22,24 des disques de rotor 18,20 et comprenant des moyens d'étanchéité s'étendant circonférentiellement tels
que des fils 46,48, ainsi que représenté sur la figure 1.
Les plateaux 42,44 s'étendent radialement vers l'intérieur de la paroi 40 constituant un élément formant crochet 50,52 qui vient s'encastrer dans des épaulements correspondants 54,56 des disques 18,20. Les éléments formant crochets 50,52 retiennent le segment d'étanchéité 36 contre
un mouvement radial, durant le fonctionnement du turbomoteur.
Une âme 58, s'étendant axialement, renforce le segment d'étanchéité 36 contre une déformation axiale et maintient les couronnes de disques 22,24 à un déplacement axial uniforme. Le segment d'étanchéité 36 suivant l'invention comprend également un renforcement interne, comprenant des entretoises 60,62 s'étendant à la fois radialement et axialement à partir des éléments formant crochets 50,52 vers la partie centrale axiale 64 de la paroi 40. Les entretoises 60,62 supportent la partie centrale 64 de la paroi 40, réduisant les déformations radiales provoquées par la force centrifuge induite par la rotation des premier et second rotors 10,12. La paroi externe 40 des segments d'étanchéité 36 comprend également une pluralité de bords en forme de lames de couteaux s'étendant circonférentiellement qui, chacun en coopération avec un joint d'étanchéité érodable 68 supporté par les aubes stators 34, empêche, en direction axiale, la traversée des aubes de stator 34 par le fluide de
travail 30.
Une autre particularité de l'ensemble d'étanchéité suivant l'invention est sa capacité de distribuer de l'air
frais autour des couronnes 22,24 des disques de rotor 18,20.
Sur la figure 1 un flux d'air frais 70 entre dans le volume 38, au travers d'une ouverture 72 disposée dans la partie de faible contrainte du premier rotor 10. L'air frais 70 pénètre dans le segment d'étanchéité 36 entre les âmes s'étendant axialement 58, et entre dans un volume de régulation 74 défini par le second plateau 44, la paroi 40 et la seconde entretoise 62. Des ouvertures (non représentées sur la figure 1), dans le méplat 44, admettent l'air frais 70 à la périphérie 24 du disque 20 le dirigeant à l'intérieur des ailettes 28 correspondantes, comme il est bien connu dans l'art antérieur. Cette disposition, pour distribuer l'air frais autour de la périphérie 24 du second disque 20, simplifie le refroidissement du second étage d'ailettes 28 augmentant la durée de vie de celles-ci et réduisant ainsi
les coûts de maintenance et de réparation.
La figure 2 montre une vue en perspective d'un segment d'étanchéité 36 retiré du moteur. Comme exposé précédemment la paroi externe 40 comprenant les parties 66, en bord en lame de couteau du joint d'étanchéité rotatif, s'étend axialement et circonférentiellement pour constituer une barrière destinée à empêcher le passage radial du gaz de travail. Les éléments formant crochets, espacés axialement ,52, s'étendent circonférentiellement pour distribuer de la même façon les charges radiales provoquées par la rotation des rotors 10,12 et des segments d'étanchéité 36. Les âmes 58 s'étendent entre les parties des éléments formant crochets 550,52 de façon à définir des ouvertures radiales permettant
d'admettre l'air frais 70 dans le segment d'étanchéité 36.
Des entretoises 60,62 sont représentées s'étendant entre les éléments formant crochets 50,52 et la partie centrale axiale 64 de la paroi 40. L'air frais passe dans le régulateur 74 au
travers de trous calibrés 78 disposés dans l'entretoise 62.
Le volume du régulateur 74 distribue de la même façon l'air frais 70 par une pluralité d'orifices externes 80 prévus dans
la paroi 44.
Chaque segment d'étanchéité 36, suivant la présente invention, est supporté en totalité par les disques adjacents 18,20 qui sont appliqués axialement contre les plateaux 42,44 lors de l'assemblage du moteur. Des segments d'étanchéité adjacents 36 possèdent en commun des joints d'étanchéité, disposés entre les segments adjacents circonférentiellement, et destinés à empêcher les fuites radiales du fluide de
travail 30 entre les segments d'étanchéité.
Les plateaux 42,44 sont en contact avec les couronnes respectives 22,24 des disques et des ailettes 26,28 par une combinaison de surfaces en enture, disposées sur les plateaux 42 adjacents aux couronnes 22,24 des disques, et sur les fils d'étanchéité 46,48, lesquels comprennent une longueur de fil doux qui s'étend autour de la circonférence de la couronne du disque et est comprimée entre les segments d'étanchéité 36 et les faces opposées des couronnes 22,24 des disques. On comprendra qu'une telle étanchéité entre les différents composants d'un turbomoteur, qui ne se déplacent pas les uns par rapport aux autres, peut faire appel à différents types de structures et de méthodes d'étanchéité, et que le segment d'étanchéité suivant la présente invention peut être adapté pour être utilisé suivant ces différentes méthodes en fonction de la température, des contraintes, et des
différentes pressions relatives rencontrées.
Le segment d'étanchéité 36, suivant la présente invention, est conçu pour être exposé à des températures de fluide de travail 30 importantes, en raison du renforcement interne comprenant des entretoises 60,62 et des âmes 58, qui s'étendent axialement, et qui lui fournissent à la fois une stabilité axiale et radiale. La structure segmentée, en transférant aux disques rotors 18,20 le maintien radial, n'exerce pas de contraintes périphériques de traction sur le cercle extérieur résultant de l'effort fourni par la force centrifuge en cours de fonctionnement du moteur, et de plus ne le soumet pas à une contrainte périphérique de compression, résultant de la dilatation thermique différente des joints par rapport aux disques adjacents. L'élimination de toute contrainte périphérique permet ainsi une réduction de la dimension et du poids du matériau, ce qui réduit ainsi, de plus, la charge s'exerçant sur les composants de. chaque joint d'étanchéité qui peut ainsi être fabriqué à partir de matériaux mieux appropriés pour résister aux hautes
températures du fluide de travail 30.
Le segment d'étanchéité suivant la présente invention comprend de plus une variété de fonctions d'étanchéité interdisques procurant à la fois une barrière empêchant le fluide de travail de circuler à l'intérieur du volume il interdisques 38, mais comportant des plateaux d'étanchéité 42, 44 s'étendant radialement permettant d'éliminer le passage du fluide de travail 30 à travers les parties 22,24 des couronnes de disques. Quoique décrit comme un joint d'étanchéité interdisques dans une section de turbomoteur, on comprendra que pour l'homme de l'art, l'ensemble d'étanchéité et les segments d'étanchéité 36 suivant la présente invention, sont utilisables dans des sections de compresseurs, aussi bien que dans des éléments de machines rotatives telles que les turbomachines ou autres applications dans lesquelles il est souhaitable de réaliser une structure
d'étanchéité simple et légère.
Claims (6)
1.- Dispositif d'étanchéité au gaz entre un premier rotor (10) et un second rotor (12), co-rotatifs, dans un turbomoteur, caractérisé en ce qu'il comprend une pluralité de segments d'étanchéité (36), disposés entre une partie (22) du disque (18) du premier rotor (10) et une partie (24) du disque (20) du second rotor (12), la pluralité de segments d'étanchéité formant un ensemble d'étanchéité annulaire s'étendant axialement entre le premier (18) et le second (20) disques de rotor, et tournant avec eux, chaque segment d'étanchéité (36) comprenant de plus une paroi étanche externe radiale (40), s'étendant circonférentiellement en contact étanche avec les parois d'étanchéité externes radiales de deux segments d'étanchéité adjacents, et s'étendant axialement entre le premier (18) et le second (20) disques de rotor avec lesquels elles sont en contact étanche, les parois d'étanchéité externes radiales (40) de la pluralité de segments d'étanchéité (36) définissant une barrière annulaire au gaz entre les premier (18) et second (20) disques de rotor, chacun des segments d'étanchéité (36) comprenant de plus des premiers moyens (50), en contact avec le disque (18) du premier rotor (10) pour supporter radialement le segment d'étanchéité (36), et des second moyens (52) en contact avec le disque (20) du second rotor (12) pour supporter radialement le segment d'étanchéité (36), et des moyens comprenant un élément de renforcement (60), s'étendant entre les premiers moyens supports (50) et une partie centrale axiale de la paroi externe radiale du segment d'étanchéité pour supporter radialement la paroi externe du
segment d'étanchéité (36).
2.- Ensemble d'étanchéité annulaire segmenté circonférentiellement caractérisé en ce qu'il est disposé axialement entre un premier disque (18) de rotor (10) et un second disque (20) de rotor (12) co-rotatifs, comprenant une pluralité de segments d'étanchéité (36), identiques, disposés circonférentiellement autour d'une couronne (22,24) des premier (18) et second (20) disques de rotor, caractérisé en ce qu'il comprend une paroi externe radiale (40) s'étendant axialement entre les disques (18,20) de rotor et circonférentiellement entre les segments d'étanchéité (36) adjacents, les parois externes des segments d'étanchéité définissant, ensemble, une barrière annulaire au gaz, disposée entre les premier (18) et second (20) disques de rotor, un premier moyen (50) en contact avec le disque (18) du premier rotor et un second moyen (52) en contact avec le disque (20) du second rotor, pour maintenir radialement le segment d'étanchéité (36), et un renforcement pour supporter une partie centrale axiale (64) de la paroi externe (40) intermédiaire entre les disques (18, 20) de rotor, comprenant une première entretoise (60) s'étendant radialement et axialement entre les premiers moyens support (50) et la partie centrale (64) de la paroi externe, et une seconde entretoise s'étendant radialement et axialement entre les seconds moyens supports (52) et la partie centrale (64) de la
paroi externe.
3.- Ensemble d'étanchéité suivant la revendication 2 caractérisé en ce que les premiers moyens supports comprennent un premier élément formant crochet (50) s'étendant axialement, et en contact radial avec le premier disque (18) de rotor, et un premier plateau (42) s'étendant radialement entre le premier élément (50) formant crochet et une partie de la paroi externe adjacente axialement au
premier disque (18) de rotor.
4.- Ensemble d'étanchéité suivant la revendication 3 caractérisé en ce qu'il comprend une âme (58) s'étendant axialement, entre le premier élément (50) formant crochet et
les seconds moyens supports (52).
5.- Ensemble d'étanchéité suivant la revendication 3 caractérisé en ce que la première entretoise (60), le premier plateau (42), et la paroi (40) des segments d'étanchéité définissent ensemble un régulateur de distribution d'air frais annulaire, ce régulateur comprenant des moyens (78), disposés dans les entretoises, pour recevoir un flux d'air frais dans le volume (74) du régulateur, et des moyens (80) disposés dans les plateaux, pour distribuer l'air frais reçu,
à la périphérie du second disque de rotor.
6.- Segment d'étanchéité pour établir, en coopération avec une pluralité de segments d'étanchéité (36) identiques, un joint d'étanchéité au gaz annulaire, entre un premier rotor (10) et un second rotor (12) corotatifs, dans un turbomoteur à flux axial, caractérisé en ce qu'il comprend une paroi externe radiale (40) étanche au gaz, s'étendant circonférentiellement, en contact étanche avec les parois étanches au gaz externes radiales de deux segments d'étanchéité (36) adjacents identiques, s'étendant de plus axialement entre le premier rotor (10) et le second rotor (12), et étant en contact étanche avec eux, de façon à définir une partie d'une barrière annulaire étanche au gaz entre les premier et second rotors, un premier élément formant crochet (50) s'étendant axialement en contact radial avec le premier rotor (10), un premier plateau (42) s'étendant radialement entre le premier élément formant crochet (50) et une partie de la paroi externe axialement adjacente au premier rotor, un second élément (52) formant crochet s'étendant axialement en contact radial avec le second rotor (12), un second plateau (44) s'étendant radialement entre le second élément formant crochet (52) et une partie de la paroi externe axialement adjacente au second rotor, des moyens, comprenant un élément de renforcement s'étendant entre les premiers moyens support (50) et une partie centrale axiale (64) de la paroi externe radiale (40) du segment d'étanchéité (36) pour supporter radialement la
paroi externe (40) de ce segment d'étanchéité.
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Families Citing this family (42)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5232335A (en) * | 1991-10-30 | 1993-08-03 | General Electric Company | Interstage thermal shield retention system |
| US5226785A (en) * | 1991-10-30 | 1993-07-13 | General Electric Company | Impeller system for a gas turbine engine |
| GB2262140A (en) * | 1991-12-06 | 1993-06-09 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine sealing assembly |
| GB2272947A (en) * | 1992-11-28 | 1994-06-01 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine interstage seal |
| GB2280478A (en) * | 1993-07-31 | 1995-02-01 | Rolls Royce Plc | Gas turbine sealing assemblies. |
| GB2307279B (en) * | 1995-11-14 | 1999-11-17 | Rolls Royce Plc | A gas turbine engine |
| GB2307520B (en) * | 1995-11-14 | 1999-07-07 | Rolls Royce Plc | A gas turbine engine |
| US5630703A (en) * | 1995-12-15 | 1997-05-20 | General Electric Company | Rotor disk post cooling system |
| JP4509277B2 (ja) | 1999-03-03 | 2010-07-21 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | ロータ中孔及びタービン・ロータ・ホイール／スペーサ熱交換流れ回路 |
| US6398487B1 (en) * | 2000-07-14 | 2002-06-04 | General Electric Company | Methods and apparatus for supplying cooling airflow in turbine engines |
| US6428270B1 (en) * | 2000-09-15 | 2002-08-06 | General Electric Company | Stage 3 bucket shank bypass holes and related method |
| US6464453B2 (en) | 2000-12-04 | 2002-10-15 | General Electric Company | Turbine interstage sealing ring |
| US7309210B2 (en) * | 2004-12-17 | 2007-12-18 | United Technologies Corporation | Turbine engine rotor stack |
| DE102005059084A1 (de) * | 2005-12-10 | 2007-06-14 | Mtu Aero Engines Gmbh | Turbomaschine, insbesondere Gasturbine |
| US7331763B2 (en) * | 2005-12-20 | 2008-02-19 | General Electric Company | Turbine disk |
| US8388309B2 (en) * | 2008-09-25 | 2013-03-05 | Siemens Energy, Inc. | Gas turbine sealing apparatus |
| US8137067B2 (en) * | 2008-11-05 | 2012-03-20 | General Electric Company | Turbine with interrupted purge flow |
| US8177495B2 (en) * | 2009-03-24 | 2012-05-15 | General Electric Company | Method and apparatus for turbine interstage seal ring |
| US8348603B2 (en) * | 2009-04-02 | 2013-01-08 | General Electric Company | Gas turbine inner flowpath coverpiece |
| US9145771B2 (en) | 2010-07-28 | 2015-09-29 | United Technologies Corporation | Rotor assembly disk spacer for a gas turbine engine |
| US8511976B2 (en) * | 2010-08-02 | 2013-08-20 | General Electric Company | Turbine seal system |
| US9200527B2 (en) | 2011-01-04 | 2015-12-01 | General Electric Company | Systems, methods, and apparatus for a turbine interstage rim seal |
| US8992168B2 (en) | 2011-10-28 | 2015-03-31 | United Technologies Corporation | Rotating vane seal with cooling air passages |
| US9540940B2 (en) * | 2012-03-12 | 2017-01-10 | General Electric Company | Turbine interstage seal system |
| EP2935837B1 (fr) | 2012-12-19 | 2019-02-06 | United Technologies Corporation | Joint d'étanchéité segmenté de turbine à gaz |
| US9624784B2 (en) | 2013-07-08 | 2017-04-18 | General Electric Company | Turbine seal system and method |
| US9605553B2 (en) | 2013-07-08 | 2017-03-28 | General Electric Company | Turbine seal system and method |
| US20150071771A1 (en) * | 2013-09-12 | 2015-03-12 | General Electric Company | Inter-stage seal for a turbomachine |
| US9404376B2 (en) * | 2013-10-28 | 2016-08-02 | General Electric Company | Sealing component for reducing secondary airflow in a turbine system |
| EP3068997B1 (fr) * | 2013-11-11 | 2021-12-29 | Raytheon Technologies Corporation | Joint d'étanchéité segmenté pour moteur à turbine à gaz |
| US9719363B2 (en) * | 2014-06-06 | 2017-08-01 | United Technologies Corporation | Segmented rim seal spacer for a gas turbine engine |
| US10001061B2 (en) * | 2014-06-06 | 2018-06-19 | United Technologies Corporation | Cooling system for gas turbine engines |
| US10077666B2 (en) * | 2014-09-23 | 2018-09-18 | United Technologies Corporation | Method and assembly for reducing secondary heat in a gas turbine engine |
| US10662793B2 (en) | 2014-12-01 | 2020-05-26 | General Electric Company | Turbine wheel cover-plate mounted gas turbine interstage seal |
| US10634055B2 (en) | 2015-02-05 | 2020-04-28 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine having section with thermally isolated area |
| US9920652B2 (en) | 2015-02-09 | 2018-03-20 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine having section with thermally isolated area |
| US10337345B2 (en) | 2015-02-20 | 2019-07-02 | General Electric Company | Bucket mounted multi-stage turbine interstage seal and method of assembly |
| EP3228827B1 (fr) * | 2016-04-05 | 2021-03-03 | MTU Aero Engines GmbH | Support de joint d'étanchéité pour une turbomachine, moteur à turbine à gaz et procédé de fabrication associé |
| US11098604B2 (en) * | 2016-10-06 | 2021-08-24 | Raytheon Technologies Corporation | Radial-axial cooling slots |
| US10415410B2 (en) | 2016-10-06 | 2019-09-17 | United Technologies Corporation | Axial-radial cooling slots on inner air seal |
| EP3495611B1 (fr) * | 2017-12-06 | 2020-07-29 | Ansaldo Energia Switzerland AG | Appareil d'administration contrôlée d'air de refroidissement pour aubes de turbine dans une turbine à gaz |
| US11506060B1 (en) * | 2021-07-15 | 2022-11-22 | Honeywell International Inc. | Radial turbine rotor for gas turbine engine |
Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE236508C (fr) * | ||||
| GB790029A (en) * | 1955-04-10 | 1958-01-29 | Maschf Augsburg Nuernberg Ag | Built-up rotor for axial flow rotary machines, more particularly for gas turbines |
| US2937847A (en) * | 1954-06-24 | 1960-05-24 | Stalker Corp | Bladed axial flow rotors |
| GB1063918A (en) * | 1965-03-10 | 1967-04-05 | Gen Motors Corp | Axial-flow turbine rotors |
| SU693040A1 (ru) * | 1978-05-06 | 1979-10-25 | Предприятие П/Я А-3492 | Междискова проставка ротора турбомашины |
| US4432697A (en) * | 1981-04-10 | 1984-02-21 | Hitachi, Ltd. | Rotor of axial-flow machine |
| EP0169800A1 (fr) * | 1984-07-23 | 1986-01-29 | United Technologies Corporation | Assemblage d'étanchéification d'une turbine |
Family Cites Families (23)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2452782A (en) * | 1945-01-16 | 1948-11-02 | Power Jets Res & Dev Ltd | Construction of rotors for compressors and like machines |
| US2773667A (en) * | 1950-02-08 | 1956-12-11 | Gen Motors Corp | Turbine rotor sealing ring |
| US2858101A (en) * | 1954-01-28 | 1958-10-28 | Gen Electric | Cooling of turbine wheels |
| US3056579A (en) * | 1959-04-13 | 1962-10-02 | Gen Electric | Rotor construction |
| US3094309A (en) * | 1959-12-16 | 1963-06-18 | Gen Electric | Engine rotor design |
| GB1236366A (en) * | 1968-05-22 | 1971-06-23 | Westinghouse Electric Corp | Elastic fluid machine |
| US3551068A (en) * | 1968-10-25 | 1970-12-29 | Westinghouse Electric Corp | Rotor structure for an axial flow machine |
| US3529904A (en) * | 1968-10-28 | 1970-09-22 | Westinghouse Electric Corp | Diaphragm seal structure |
| US3733146A (en) * | 1971-04-07 | 1973-05-15 | United Aircraft Corp | Gas seal rotatable support structure |
| US3744930A (en) * | 1972-03-02 | 1973-07-10 | Carrier Corp | Blade disc structure for turbomachines |
| US3868197A (en) * | 1973-10-26 | 1975-02-25 | Westinghouse Electric Corp | Spacer rings for a gas turbine rotor |
| US4094673A (en) * | 1974-02-28 | 1978-06-13 | Brunswick Corporation | Abradable seal material and composition thereof |
| DE2620762C2 (de) * | 1976-05-11 | 1977-11-17 | Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München | Spaltdichtung für Strömungsmaschinen, insbesondere Gasturbinenstrahltriebwerke |
| US4088422A (en) * | 1976-10-01 | 1978-05-09 | General Electric Company | Flexible interstage turbine spacer |
| FR2404134A1 (fr) * | 1977-09-23 | 1979-04-20 | Snecma | Rotor pour turbomachines |
| US4309147A (en) * | 1979-05-21 | 1982-01-05 | General Electric Company | Foreign particle separator |
| JPS5896105A (ja) * | 1981-12-03 | 1983-06-08 | Hitachi Ltd | スペ−サ先端空気漏洩防止ロ−タ |
| US4470757A (en) * | 1982-02-25 | 1984-09-11 | United Technologies Corporation | Sideplate retention for a turbine rotor |
| US4526508A (en) * | 1982-09-29 | 1985-07-02 | United Technologies Corporation | Rotor assembly for a gas turbine engine |
| US4492517A (en) * | 1983-01-06 | 1985-01-08 | General Electric Company | Segmented inlet nozzle for gas turbine, and methods of installation |
| US4582467A (en) * | 1983-12-22 | 1986-04-15 | United Technologies Corporation | Two stage rotor assembly with improved coolant flow |
| US4645424A (en) * | 1984-07-23 | 1987-02-24 | United Technologies Corporation | Rotating seal for gas turbine engine |
| US4659289A (en) * | 1984-07-23 | 1987-04-21 | United Technologies Corporation | Turbine side plate assembly |
-
1988
- 1988-09-06 US US07/241,290 patent/US4884950A/en not_active Expired - Fee Related
-
1989
- 1989-09-01 GB GB8919829A patent/GB2224319B/en not_active Expired - Fee Related
- 1989-09-06 FR FR8911657A patent/FR2636094B1/fr not_active Expired - Fee Related
Patent Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE236508C (fr) * | ||||
| US2937847A (en) * | 1954-06-24 | 1960-05-24 | Stalker Corp | Bladed axial flow rotors |
| GB790029A (en) * | 1955-04-10 | 1958-01-29 | Maschf Augsburg Nuernberg Ag | Built-up rotor for axial flow rotary machines, more particularly for gas turbines |
| GB1063918A (en) * | 1965-03-10 | 1967-04-05 | Gen Motors Corp | Axial-flow turbine rotors |
| SU693040A1 (ru) * | 1978-05-06 | 1979-10-25 | Предприятие П/Я А-3492 | Междискова проставка ротора турбомашины |
| US4432697A (en) * | 1981-04-10 | 1984-02-21 | Hitachi, Ltd. | Rotor of axial-flow machine |
| EP0169800A1 (fr) * | 1984-07-23 | 1986-01-29 | United Technologies Corporation | Assemblage d'étanchéification d'une turbine |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| GB2224319B (en) | 1993-03-24 |
| GB2224319A (en) | 1990-05-02 |
| FR2636094B1 (fr) | 1993-05-07 |
| US4884950A (en) | 1989-12-05 |
| GB8919829D0 (en) | 1989-10-18 |
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