JPS6020561B2 - タービン型パワープラント - Google Patents

タービン型パワープラント

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JPS6020561B2
JPS6020561B2 JP51145505A JP14550576A JPS6020561B2 JP S6020561 B2 JPS6020561 B2 JP S6020561B2 JP 51145505 A JP51145505 A JP 51145505A JP 14550576 A JP14550576 A JP 14550576A JP S6020561 B2 JPS6020561 B2 JP S6020561B2
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JP
Japan
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power plant
turbine
type power
engine case
valve
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JP51145505A
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JPS5270213A (en
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イラ・ヘンリー・レデインガー・ジユニア
デヴイツド・サドースキー
フイリツプ・スタンレイ・ストリピニス
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RTX Corp
Original Assignee
United Technologies Corp
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Publication date
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
    • F01D11/14—Adjusting or regulating tip-clearance, i.e. distance between rotor-blade tips and stator casing
    • F01D11/20—Actively adjusting tip-clearance
    • F01D11/24—Actively adjusting tip-clearance by selectively cooling-heating stator or rotor components

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  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Description

【発明の詳細な説明】 本発明はガスタービンェンジンに係り、更に詳細にはタ
ービンのアウターェアシールとタービンロータの先端と
の間の隙間を制御する装置に係る。
タービン空気が漏洩することによりタービン効率が低下
し、このタービン効率の低下は直接燃料消費の損失につ
ながるので、タービンの先端とアウターェアシールとの
間の隙間は非常に重要であることが知られている。
かかる隙間はタービン空気が漏洩しないよう或はタービ
ン効率が低下しないよう零に維持されるのが理想的であ
る。しかしガスタービンェンジンのかかる位置に於る苛
酷な敵対的な環境のために、そのような芸当は実際には
不可能であり、当技術分野に於てはこの隙間を能う限り
零に近く雛持すべく、この隙間を最適条件にする多くの
試みがなされてきた。エンジンケースの外部からの冷却
があるにはあったが、従来の冷却は全エンジン運転中無
差別に空気をケーシングを越えて流すことによるもので
あった。
かかる空冷装置の利点を生かすために、充分な熱伝達を
得るべくエンジンケースは通常冷却ワインを含むよう変
形されている。かかる型の冷却は、ファン空気がタービ
ンの下流に放出されるようなある種のファンジェットエ
ンジンに於ては問題はない。それはファン吐出空気を適
宜に流すだけの問題であるからである。他の装魔に於て
はファン吐出空気がタービンケースより離れており、他
の装置が隙間制御を達成するのに必要であり、このこと
は通常内部冷却の方法により行なわれてきた。更に重要
なことには、無差別に冷却することを必要とする上述の
従来のシステムは隙間制御を最大限にはしない。
何故ならば、最大動力エンジン条件（離陸）以下に於て
最大動力時とは異なる隙間特性線が得られないからであ
る。このことは、毅大動力はエンジンが最も高温で且最
大回転速度にて運転しているときであるので最小の隙間
は最大動力のときに発生すると言うことを認識すること
によって最もよく理解される。ケーシングはかかる運転
状況に於ても冷却されつつあるので、ケースは既に収縮
或は部分的に収縮した状態にあり、従ってタービンがよ
り低い温度且／またはより低い速度にて運転していると
きに、ケース及びタービンはより大きく収縮してそれら
の正常な寸法に戻ろうとする。第２図にこのことが圧縮
機速度と隙間との関係を示すグラフにより示されている
。線Ｂ上の点Ａは技小隙間であり、それ以下の如何なる
点に於てもタービンとシールとが接触するようになるこ
とはグラフより明らかである。
この点は遠心力及び熱膨張力によって最も大きく伸長し
た点であることは明らかであり、この点は海面レベルに
於る航空機の離陸条件に於けるものである。従ってエン
ジンは最小隙間が離陸時に発生するよう設計されている
。もし冷却を行わないならば、部品は線Ｂにて示された
要領にて収縮し、エンジンの作動環境の苛酷さが減少し
てくるにつれて隙間は増大する。線Ｃは冷却が採用され
たときの隙間を示している。線Ｃに於ては、海面レベル
の離陸運転態勢に近付くと隙間が閉ざされてタービンと
シールとが摩擦するようになるので、エンジンはこのよ
うなことが起らないよう設計されねばならないことは明
らかである。
従って上述の如く無差別に冷却する場合には、線Ｃは技
も苛酷な運転条件に於て点Ａを通過するよう上方に移動
されねばならない。このことが行なわれるときには、苛
酷度がより低減した運転条件に於てより大きな隙間が生
ずることは明らかである。我々は熱的制御を最適条件に
することにより、上述の問題をなくし且タービン空気の
損失を最小限にし得ることを発見した。
このことは離陸態勢以下のエンジン運転条件に於て冷温
空気の流れを流したり或は止めたりすることによって達
成される。最大巡航が冷却空気を流し始める最適の点で
ある。かかる概念の結果を第２図のグラフにみることが
できる。既に説明した如く、最小隙間は線Ｂ上の点Ａに
より示される如き離陸条件時に生ずるよう設計されてい
る。この隙間はエンジン動力が低減されるにつれて線Ｂ
に沿って増大する。最大巡航時には、冷却空気がオン状
態とされ、線Ｄにて示されている如くエンジンケースが
収縮する。冷却が所定値一杯に行なわれるときには、更
にエンジン動力が低減するとタービンが更に収縮し（熱
及び遠心力による伸長がより小さいため）、線Ｃにて示
されている如く隙間が増大する。装層の簡便性と言う見
地よりオンーオフ制御が望ましい。
より複雑にされ得る装贋に於ては、この制御は可変型で
あってよく、分離的な熱的制御を蓮成すべく空気の流れ
はフルオンとフルオフとの間にて変化されてよく、これ
により破線Ｅにて示されている如く実質的に一定の隙間
を与える伸長パターンが得られる。本発明はオンーオフ
弁の制御を有効ならしめる実行可能なパラメータを熟慮
するものである。
圧縮機速度の大きさがかかるパラメータの一つであり、
また圧縮機速度の大きさは通常既存の燃料制御装置によ
り測定されるので、これに裕んど修正を加えることなく
使用できることが分った。また他のパラメータも同様の
目的を果すことが理解されよう。本発明の一つの目的は
、タービンの先端とこれを取巻いているシールとの間の
隙間を制御するための改良された装置を提供することで
ある。
本発明の更に他の一つの目的は、エンジン運転の関数と
してエンジンケースへの空気流を制御する装置を提供す
ることである。本発明の更に他の一つの目的は、離陸と
部分負荷的な巡航との間の航空機運転中にエンジン運転
状態に対する伸長の線が変位されるよう、熱膨張を制御
し且前記冷却装置を制御するために、アウターケースを
外部から冷却する装置を提供することであり、前記制御
は一つの実施例に於ては圧縮機速度の関数である。
以下に添付の図を参照しつつ、本発明をその特定の実施
例について詳細に説明する。
第１図は符号１川こて全体的に示された轍流型のフアワ
ジエツトエンジンを示しており、これはエンジンケース
９内に支持された圧縮機セクション、燃焼セクション及
びタービンセクションと、ファン（図示せず）を取巻く
バイパスダクト１２とを含んでいる。
例えば適当なターボファンエンジンはユナイテツド・テ
クノロジーズ・コーポレイションのＰｒａｔｔ ＆ Ｗ
ｈ伽ｅｙ航空機部門により製造されるＪＴ−弧であり、
詳細についてはこれを参照されたい。エンジンは通常符
号１４にて解図的に示された燃料制御装置を含んでおり
、これはパワーレバー１６やライン１８にて示された圧
縮機速度の如き制御されたパラメータに応答し、そのコ
ンビユータセクションにより所姿童の燃料を供給して最
適のエンジン性能を保証すべくこれらのパラメータを計
算する。
従って燃料タンク２０からの燃料はポンプ２２により加
圧され、ライン２４を経てバーナセクションへ計量供給
される。適当な燃料制御装置は例えばュナィテツド・テ
クノロジーズ・コーポレイションのＨａｍｉｌｔｏｎＳ
ｔａｎｄａｒｄ部門により製造されるＪＦＣ−６０であ
り或は米国特許第２８２２６６６号に開示されているも
のである。ここで一つの燃料制御装置を示す目的は、そ
れが既にこの実施例に於て使用するに通した一つのパラ
メータである圧縮機速度を検知しているからである。従
って以下の説明より明らかである如く、このパラメータ
を使用するには殆ど修正の必要はない。上述の如く本発
明によれば、袷温空気が高温のタービンセクションに於
てエンジンケースへ導かれ、この袷温空気は適当なパラ
メータの関数として流されたり或は止められたりされる
。かかる目的のために、環状のファンダクト１２の側部
内に延在している漏斗型取入口３２を含むパイプ３０が
静圧を加えられた流れをマニホルドセクション３４に向
けて流し、このマニホルドセクション３４はエンジンケ
ースを取巻く或は部分的に取巻く複数個の軸線方向に隅
層された同Ｎ大チューブ或はスプレーバー３６に蓮通接
続している。各チューブはエンジンケース上に冷温空気
を噴出させるための複数個の開孔を有している。ファン
ダクトより流され且エンジンケース上に噴射される空気
はその温度を低減すべ〈機能することは上述の説明より
明らかである。アウターェアシールがこのケースに取付
けられているので、ケースの熱膨張を効果的に低減する
ことによりアウターェアシールは収縮され、ェアシール
の隙間は低減される。代表的なアウターェアシールの設
計に於ては、シール要素がタービンの康縁に沿って分割
され、温度の低下によりケーシングにより求心方向に及
ぼされる力がシールの直径を低減する。隙間低減の量は
エンジンケース上に噴射される空気量によって決定され
ることは明らかである。全航空機運転中或はサージ出力
範囲中にエンジンケース上に単に空気を噴出するだけで
は改良は得られない。
冷却装置の目的は巡航時或は最大出力以上に於る隙間を
低減することである。巡航時に於る隙間低減を達成する
方法は、離陸（最大出力）時に比して巡航時に於るロー
夕に対するエンジンケースの差を低減することである。
このことはまた線Ｂより線Ｄに沿って線Ｃ或は線Ｅへ移
ることを示す第２図にも示されている。従って巡航時に
於る隙間低減を得る方法は運転のこの点に於て空気流を
流すことである。もし出力が減少するにつれてより多く
の流れが導入されるよう流れが変化されるならば、実質
的に一定である破線Ｅにて示された隙間が得られる。も
し制御がオン／オフ型ならば、線Ｃにて示された隙間が
得られる。オン／オフ型或は変化型の冷温空気制御装置
はアウターェアシールとタービンの先端との間の隙間の
関数として作動されてもよいが、かかる制御は非常に繁
雑であり、また複雑さを招釆することになる。本発明に
よれば、冷却装置を開閉するのが望しし、パワーレベル
或は航空運転条件を示す実施可能なパラメータが利用さ
れる。
かかる基準に叶うパラメータの選択はその有効性、複雑
さ、精度及び信頼性にかかっている。また制御装置が開
閉される点は装置及びその航空機の用途次第である。か
かる目的に叶うパラメータは圧縮機速度（ツインスプー
ルの場合低圧縮機或は高圧縮機のいづれか）、或はエン
ジンの任意の＆置即ち圧縮機入口より排気ノズルまでに
沿った部分に於ける温度である。第１図に鱗図的に示さ
れる如く、実際の速度は燃料制御装置によって示され、
加算器４川こ於て示された参照速度値或はそれ以下に於
る速度信号によりアクチュェータ４２が弁４４を開くべ
く作動される。
気圧計４８Ａに応答する気圧スイッチ４６がある予め定
められた高度以下でこのシステムを遮断する。このこと
によりシステムを作動させる必要がない低出力の地上運
転中システムを作動させないようにし、これによりエン
ジンが海面レベルで離陸出力に加速されるときに生ずる
恐れのあるロータの先端とアウターェアシールとの間の
干渉をなくすことができる。第３図はスプレーバーとそ
のファン吐出ダクトへの接続を詳細に示している。
組立てを容易にするために、可髭性の蛇朝腹４８が漏斗
型の入口３２と弁４４との間に装着されており、弁４４
は取付けフランジによりパイプ３０１こ適宜に取付けら
れている。各スプレーバーはマニホルド‘こ接続されて
おり、またある予め定められた距離だけ軸線方向に隔遣
されている。第４図により理解される如く、各スプレー
バ３６はエンジンケースより延びているフランジ５０の
間に糠められている。
ジェットエンジンの設計に於て通例である如く、分割さ
れたアウターェアシール５２がエンジンケースのアーム
６０にボルト締結された適当な支持リング５８と固定べ
−ン６４にボルト締結された支持部材６２とによりター
ビンバケットの先端に近接して支持されている。各シー
ルが同様に支持されており、便宜及び簡単のためにそれ
らの説明はここで省略する。シールの数は特定のエンジ
ン次第であり、またスプレーバーの数も特定のエンジン
設計及び航空機の用途に対応していることは明らかであ
る。本質的にはこの目的はタービンプレード５６とアウ
ターェアシール５２の間の隙間５４を第２図に示された
ある値に維持することである。この目的のために、各ス
プレーバー３６内の関孔は空気がフランジ５０の側壁７
０上に衝突すべく向けられるよう配置されている。
ケーシング１０の他の如何なる位置にスプレーを行って
も、隙間５４を所要の値に留めるに必要な収縮を得るこ
とはできない。以上に於ては本発明をその特定の実施例
について詳細に説明してきたが、本発明はかかる実施例
に限定されるものではなく、種々の修正が可能であるこ
とは当業者にとって明らかであろう。
【図面の簡単な説明】
第１図はターボファンエンジンに応用された本発明を解
図的に示す正面図である。 第２図は圧縮機速度の関数として示され得る航空機性能
に対してプロットされた隙間のグラフである。第３図は
一つの好ましい実施例の斜視図である。第４図は本発明
を詳細に示すターボファンエンジンの部分断面図である
。９……エンジンケース、１０……フアンジエツトエン
ジン、１２……バイパスダクト、１４……燃料制御装置
、１６・・・・・・パワーレバー、１８・・・・・・ラ
イン、２０・・・・・・燃料タンク、２２・・・・・・
ポンプ、２４・・・・．・ライン、３０・・・・・・パ
イプ、３２・・・・・・取入口、３４……マニホルドセ
クシヨン、３６……スプレーバー、４０…・・・加算器
、４２・・・・・・アクチュェータ、４４・・・・・・
弁、４６・・…・気圧スイッチ、４８・・・・・・蛇朝
陣、４８Ａ・・・・・・気圧計、５０・…・・フランジ
、５２……アウターエアシール、５４……隙間、５６・
・・・・・タービンブレード、５８・・・…支持リング
、６０・・・・・・アーム、６２・・・・・・支持部材
、６４・・・・・・固定べ−ン、７０・…・・側壁。 毛；‐／茂を′・ク 予〆 考夕〆

Claims (1)

  1. 【特許請求の範囲】 １ エンジンケースと、前記エンジンケース内に回転可
    能に支持されたタービンブレードと、前記タービンブレ
    ードの先端に近接して配置され前記エンジンケースに取
    付けられたシール装置と、前記タービンブレードの先端
    と前記シール装置の間を制御する手段とを有する航空機
    用のタービン型パワープラントにして、前記隙間を制御
    手段は冷却空気源からの冷却空気を前記エンジンケース
    へ吹付ける空気吹付け手段と、前記冷却空気源と前記空
    気吹付け手段とを接続する通路手段と、前記通路手段の
    途中に設けられて該通路手段を通つて流れる空気流を制
    御すべく該通路手段を開く開位置と該通路手段を遮断す
    る閉位置との間で作動する弁と、パワープラントが離陸
    出力状態にある時には前記通路手段を遮断しパワープラ
    ントが離陸出力より低いある所定の出力以下にて運転さ
    れる時には前記通路手段を開くようパワープラントの運
    転状態に応答して前記弁を制御する手段とを有している
    ことを特徴とするタービン型パワープラント。 ２ 特許請求の範囲第１項のタービン型パワープラント
    にして、前記空気吹付け手段は前記エンジンケースの外
    側に配置されていることを特徴とするタービン型パワー
    プラント。 ３ 特許請求の範囲第１項又は第２項のタービン型パワ
    ープラントにして、前記弁を制御する手段はパワープラ
    ントの回転速度に応答することを特徴とするタービン型
    パワープラント。 ４ 特許請求の範囲第１項〜第３項のいずれかのタービ
    ン型パワープラントにして、前記弁を制御する手段はパ
    ワープラントの作動高度に応答し、該作動高度が所定の
    高度以下にある時には前記弁を閉じるよう作動すること
    を特徴とするタービン型パワープラント。 ５ 特許請求の範囲第１項〜第４項のいずれかのタービ
    ン型パワープラントにして、前記パワープラントはフア
    ンを含む形式のものであり、前記冷却空気源は前記フア
    ンの出口ダクトされていることを特徴とするタービン型
    パワープラント。 ６ 特許請求の範囲第１項〜第５項のいずれかのタービ
    ン型パワープラントにして、前記弁を制御する手段はパ
    ワープラントが最大巡航及びそれ以下の出力にて運転さ
    れる時前記弁を開くよう作動することを特徴とするター
    ビン型パワープラント。 ７ 特許請求の範囲第１項〜第６項のいずれかのタービ
    ン型パワープラントにして、前記エンジンケースはそれ
    より半径方向外方へ延びる少なくとも一つの周縁フラン
    ジを有し、前記空気吹付け手段は前記周縁フランジに近
    接して前記エンジンケースの周縁の少なくとも一部に延
    在する少なくとも一つの管を有し、該管は前記周縁フラ
    ンジに対して冷却空気を吹付ける孔を有していることを
    特徴とするタービン型パワープラント。
JP51145505A 1975-12-05 1976-12-03 タービン型パワープラント Expired JPS6020561B2 (ja)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US05/638,131 US4069662A (en) 1975-12-05 1975-12-05 Clearance control for gas turbine engine
US638131 1975-12-05

Publications (2)

Publication Number Publication Date
JPS5270213A JPS5270213A (en) 1977-06-11
JPS6020561B2 true JPS6020561B2 (ja) 1985-05-22

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ID=24558773

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP51145505A Expired JPS6020561B2 (ja) 1975-12-05 1976-12-03 タービン型パワープラント

Country Status (16)

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US (1) US4069662A (ja)
JP (1) JPS6020561B2 (ja)
AU (1) AU517469B2 (ja)
BE (1) BE849054A (ja)
BR (1) BR7608084A (ja)
CA (1) CA1079646A (ja)
DE (1) DE2654300C2 (ja)
ES (1) ES453959A1 (ja)
FR (1) FR2333953A1 (ja)
GB (1) GB1561115A (ja)
IL (1) IL51008A (ja)
IN (1) IN146515B (ja)
IT (1) IT1077099B (ja)
NL (1) NL7613312A (ja)
PL (1) PL112264B1 (ja)
SE (1) SE433377B (ja)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS6442456U (ja) * 1987-09-09 1989-03-14

Families Citing this family (80)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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 (ja) * 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
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 (en) * 2014-04-04 2018-09-26 United Technologies Corporation Active clearance control for gas turbine engine
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)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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 (ja) * 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

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS6442456U (ja) * 1987-09-09 1989-03-14

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
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 (ja) 1979-06-23
IL51008A (en) 1979-03-12
GB1561115A (en) 1980-02-13
DE2654300C2 (de) 1986-06-05
DE2654300A1 (de) 1977-06-08
FR2333953B1 (ja) 1982-08-27
FR2333953A1 (fr) 1977-07-01
IL51008A0 (en) 1977-01-31
ES453959A1 (es) 1977-11-01

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