PL112264B1 - Turbojet engine - Google Patents
Turbojet engine Download PDFInfo
- Publication number
- PL112264B1 PL112264B1 PL1976194141A PL19414176A PL112264B1 PL 112264 B1 PL112264 B1 PL 112264B1 PL 1976194141 A PL1976194141 A PL 1976194141A PL 19414176 A PL19414176 A PL 19414176A PL 112264 B1 PL112264 B1 PL 112264B1
- Authority
- PL
- Poland
- Prior art keywords
- engine
- cooling air
- conduit
- air
- regulator
- Prior art date
Links
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
- F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
- F01D11/14—Adjusting or regulating tip-clearance, i.e. distance between rotor-blade tips and stator casing
- F01D11/20—Actively adjusting tip-clearance
- F01D11/24—Actively adjusting tip-clearance by selectively cooling-heating stator or rotor components
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Description
Opis patentowy opublikowano: 30.12.1981 112264 Int. C1.'F02C 7/16 F01D 11/08 F02K 11/04 Twórcy wynalazku: Ira Henry Redinger, David Sadovsky, Philip Stenley , - Stripinis, Vincent Paul Laurello Uprawniony z patentu: United Technologies Corporation, Hartford (Sta¬ ny Zjednoczone Ameryki) Silnik turboodrzutowy Przedmio/tem wynalazku jest silnik turboodrzu¬ towy w którym nastepuje sterowanie szczelina wierzcholkowa wirnika turbiny.Wielkosc szczeliny wierzcholkowej pomiedzy ze¬ wnetrzna uszczelka powietrzna, a wierzcholkiem wirnika turbany ma duzy wplyw na sprawnosc silnika turbinowego poniewaz przecieki powietrza powoduja spadek sprawnosci silnika oraz straty paliwa. W "warunkach idealnych wielkosc szcze¬ liny powinna by£ równa zeru co zapewniloby pra¬ ce silnika bez strat sprawnosci i przecieków po¬ wietrza. Z uwagi na warunki pracy w tej czesci turbiny gazowej uzyskanie' zerowej szczeliny o- kazalo sie niemozliwe, chociaz dokonano wielu prób aby te szczeline zmniejszyc.Znane jest chlodzenie korpusu silnika turbino¬ wego przy pomocy powietrza, jednakze w znanych rozwiazaniach chlodzenie nastepuje podczas cale¬ go okresu pracy silnika. Aby zwiekszyc efektyw¬ nosc chlodzenia korpus silnika zaopatruje sie w zebra chlodzace. Chlodzenie tego typu nie stwa¬ rza problemów w silnikach (turbosmiglowych gdzie powietrze tloczone przez smiglo przeplywa w kie¬ runku wyiloitu turbiny poniewaz wystarczy za¬ pewnic wlasciwa droge przeplywu powietrza. W innych rozwiazaniach powietrze tloczone przez .smiglo przeplywa w -znacznej odleglosci od kor¬ pusu silnika, tak, ze sterowanie wielkoscia szczs- 10 15 20 25 30 liny wierzcholkowej uzyskuje sie ma drodze chlo¬ dzenia wewnetrznego.Ciagle chlodzenie korpusu silnika nie zapewnia wlasciwego sterowania wielkoscia szczeliny wierz- xbolkowej poniewaz nie umozliwia zmniejszenia - szczeliny ponizej maksymalnej mocy silnika. Mini¬ malna wielkosc szczeliny wystepuje przy maksy¬ malnej mocy, poniewaz silnik jest goracy i osia¬ ga maksymalna predkosc obrotowa. Poniewaz. kor¬ pus jest chlodzony, nastepuje skurcz, a przy pra¬ cy turbiny na mniejszych obrotach korpus dazy do powrócenia do poprzednich wymiarów, zwiek¬ szajac szczeline.Figura 2 przedstawia wykres wielkosci szczeliny w funkcji predkosci sprezarki.Punkt A na linii B okresla minimalna wielkosc szczeliny, ponizej której uszczelka styka sie z wir¬ nikiem turbiny. Jest to punkt najwiekszych ob¬ ciazen silnika w wyniku dzialania sil odsrodko¬ wych oraz naprezen termicznych, co wystepuje w chwili startu na poziomie morza. Silnik jest wiec zaprojektowany tak aby najmniejsza szczelina wy¬ stepowala przy starcie. Bez chlodzenia korpusu skurcz nastepuje zgodnie z linia B wykresu. Li¬ nia O przedstawia szczeline przy zastosowaniu chlodzenia korpusu.Zgodnie z linia C w miare zblizania sie do za¬ kresu dzialania silnika przy starcie na poziomie morza szczelina sie zamyka i nastepuje ocieranie 112 264iiz s wirnika o uszczelke. Konstrukcja silnika musi temu zapobiec. Tak wiec przy ciaglym chlodzeniu korpusu nalezy przeskoczyc z linii C do góry tak, aby osiagnac punkt A przy najbardziej nieko¬ rzystnych warunkach. W powyzszym rozwiazaniu przy lzejszych warunkach pracy silnika wystapi wieksza szczelina.Celem wynalazku jest zmniejszenie przecieków powietrza przez turbine oraz poprawa sprawnosci turbiny przez optymalizacje sterowania cieplnego.Uzyskuje sie to przez wlaczenie lub wylaczenie przeplywu powietrza chlodzacego w okreslonych warunkach pracy silnika ponizej zakresu pracy przy starcie. Przy pracy silnika w czasie lotu nalezy wlaczyc doplyw powietrza chlodzacego.Zgodnie z fig. 2 minimalna szczelina wystepuje w chwili startu, w punkcie .A na linii B, a nastepnie rosnie po linii B. W chwili wlaczenia doplywu po¬ wietrza chlodzacego korpus silnika kurczy sie (li¬ nia D). Przy pelnym chlodzeniu w miare spadku mocy silnika nastepuje kurczenie sie turbiny oraz zwiekszenie szczeliny (linia C).Z uwagi na proistote rozwiazania zaleca sie za¬ stosowanie dwupolozeniowej iregulacji . wielkosci szczeliny. W rozwiazainiach bardziej zlozonych mozna stosowac zmienne natezenie przeplywu po¬ wietrza chlodzacego uzyskujac stala wartosc szcze¬ liny pomiedzy uszczelka, a wirnikiem turbiny (li¬ nia przerywana %B).Zgodnie z rozwiazaniem wedlug wynalazku sil¬ nik zawiera zespól sterujacy szczelina wierzchol¬ kowa wirnika turbiny, obejmujacy przewody po¬ dajace strumienie powietrza chlodzacego na kor¬ pus silnika oraz regulator doplywu powietrza chlo¬ dzacego.Korzysltnie przewody powietrza chlodzacego sa usytuowane na zewnatrz korpusu silnjlka. Silnik zawiera ponadto zespól mocujacy uszczelki do kor¬ pusu silnika.Regulator doplywu powietrza chlodzacego zawie¬ ra sumator, porównujacy syginal predkosci odnie¬ sienia z sygnalem predkosci sprezarki, sterujacy dzialaniem regulatora.Korzystnie regulator doplywu powietrza chlodza¬ cego jest polaczony z przewodem obejsciowym.Regulaitor doplywu powietrza chlodzacego za¬ wiera zawór osadzony na przewodzie doprowadza¬ jacym powietrze do- korpusu silnika, majacy po¬ lozenie Otwarte, zapewniajace przeplyw powietrza -przez przewód oraz polozenie zamkntiejte, bloku¬ jace* przeplyw powietrza przez przewód, przy czym zawór, sterowany parametrem pracy silnika, zo¬ staje otwarty, gdy moc silnika jest mniejisza od jego mocy maksymalnej.Silnik zawieira równiez przelacznik barometirycz- ny wylaczajacy regulator doplywu powietrza po¬ nizej okreslonej wyisokosci.Korzystnie korpus silnika zawiera kolnierze roz¬ mieszczone w kieruniku poosiowym, przy czym co najimniej jeden przewód powieitrza chlodzacego o- tacza korpus silnika w poblizu kolnierzy, zas o- twory w przewodzie sa tak usytuowane, ze stru¬ mienie powietrza chlodzacego sa skierowane na Scianki boczne kolnierzy, przy czym skurcz kor* pusu silnika zmniejsza srednice uszczelki ofaz szczeline wierzcholkowa pomiedzy wirnikiem tur¬ biny, a uszczelka.Przedmiot wynalazku zostal 'uwidoczniony w 5 przykladzie wy/konania na rysunku na którym fig. 1 przedstawia silnik turboodrzutowy wedlug wy¬ nalazku, w widoku,, fig. 2 — wylkres szczeliny wierzcholkowej w funkcji predkosci sprezaoM, fig. 3 — korzystny przyklad wykonania zespolu chlo- 10 dzacego, fig. 4 — fragment silnika turboodrzuto¬ wego, w przekroju. ' • - Figura 1 przedstawia silnik turbosmiglowy 10 o przeplywie poosiowym zawierajacy sprezairke, komore spalania, turbine gazowa (nie pokazana) 15 umieszczona w korpusie 9 silnika oraz przewód o- bejseiowy 12 otaczajacy smiglo (nie pokazane).Silnik zawiera regulator doplywu paliwa 14 ste¬ rowany takimi parametrami jak sygnal dzwigni mocy 16 oraz sygnal 18 predkosci sprezarki. Prze- 20 licznik regulatora 14 przeksztalca podane para¬ nieitry okreslajac ilosc paliwa wymagana do uzy¬ skania optymalnego dzialania silnika. Paliwo po¬ dawane ze zbiornika paliwa 20 jest sprezane przy pomocy poimpy 22 i przesylane do komory spala- » 25 nia przewodem 24.Uwidocznienie regulatora doplywu paliwa 14 ma na celu podikresienie faktu, ze wykorzystuje on sygnal "18 predkosci sprezarki, który jest jednym n z parametrów stosowanych w niniejszym rozwia¬ zaniu. Zgodnie z wynalazkiem chlodne powietrze jest kierowane do korpusu silnika do goracej czes¬ ci turbiny przy czym doplyw powietrza jest wla¬ czany lub wylaczany w funkcji odpowiedniego pa- • v rameitru. Przewód 30 zawierajacy lejkowaty wlot 32 przechodzacy przez sciane boczna pierscienio¬ wego przewodu obejsciowego 12 kieruje przeply¬ wem "o podwyzszonym cisnieniu statycznym do rury rozgaleznej- 34 polaczonej z szeregiem roz- . mieszczonych poosiowe koncentrycznych przewo¬ dów rozpylajacych 36, bitaczajacych calkowicie lub czesciowo korpus silnika.Kazdy przewód zawiera szereg otworów przez któire sa wtryskiwane strumienie powietrza chlo- 45 dzacego korpus silnika. Tak wiec powietrze wy¬ chodzace z przewodu obejsciowego smigla uderza o scianke korpusu silnika zmniejszajac jego tem¬ perature. Poniewaz zewnetrzna uszczelka' powie¬ trza jest zamocowana do koripusu, zmniejszenie na- 60 grzewania korpusu powoduje kurczenie uszczelki i zmniejszenie szczeliny wierzcholkowej wirnika turbiny. W typowych rozwiazaniach uszczelek po¬ wietrznych elementy uszczelniajace sa rozdzielone na segmenty na obwodzie turbiny tak, ze sily 55 powstajace w korpusie w wyniku zmniejszenia temperatury zmniejtszaja koncentrycznie , srednice uszczelki. Zmniejszenie szczeliny wierzcholkowej jest uzaleznione od ilosci powietrza oplywajacego „ korpus isilnika. 60 Zwykle rozpylanie powietrza chlodzacego na po¬ wierzchni korpusu silnika w czasie calego okresu pracy silnika lotniczego lub w calym zakresie mocy nie stanowi ulepszenia. Celem zastosowania chlo¬ dzacego powietrza jest zmniejszenie szczeliny 66 wierzcholkowej gdy silnik pracuje ponizej mocys maksymalnej,, przykladowo w czasie lotu samolo¬ tu. Aby uzyskac zmniejszenie szczeliny wierziohol- kowej w trakcie lotu nalezy zmniejszac pochodna f stasumku przyrostu temperatury korpusu wzgle¬ dem wirnika w trakcie lotu wzgledem, tej samej 5 wielkosci wystepujacej przy starcie (maksimum mocy).Eigura 2 przedstawia przejscie z linii B na linie C lub E wzdluz linii D. Tak wiec zmniejszenie szczeliny wierzcholkowej w czasie lotu wymaga 40 wlaczenia przeplywu powietrza na tyim etapie pra¬ cy silnika. Przy zastopowaniu zmiennego nateze¬ nia przeplywu powietrza tak, aby natezenie prze-' plywu wzrastalo w miare spadku mocy., uzyskuje sie szczeline o zasadniczo stalej wielkosci (linia 15 kreskowa F). Przy zastosowaniu regulacji dwu- polozeniowej uzyskuje sie wielkosc szczeliny o- kreslona linia C. Poniewaz regulacja doplywu po¬ wietrza chlodzacego moze byc sterowana w funk¬ cji wielkosci szczeliny pomiedzy zewnetrzna usz- 20 czelka powietrzna, a wierzcholkiem wirnika tur¬ biny, rozwiazanie takie jest bardzo skomplikowa¬ ne i zlozone.Zgodnie z rozwiazaniem wedlug wynalazku do wlaczania lub wylaczania zespolu chlodzacego u- 25 zywa sie zmiennego parametru okreslajacego moc silnika oiraz warunki lotu samolotu. Dobór odpo¬ wiedniego parametru jest uzalezniony ,od wymaga¬ nej dokladnosci, niezawodnosci i zlozonosci ukla¬ du. Punkt w którym, nastepuje wlaczenie lub wy- 30 laczenie zespolu chlodzacego zalezy od konstruk¬ cji instalacji oraz wykorzystania samolotu. Takim parametrem moze byc predkosc sprezarki (z obni¬ zonym lub podwyzszonym stopniem sprezania) lub temperatura wzdluz okreslonego odcinka silnika 35 na przyfklad od wlotu do wylotu sprezarki.Zgodnie z fig. 1 predkosc rzeczywista sprezarki jest okreslona sygnalem podawanym przez regula¬ tor przeplywu paliwa 14. Sygnal predkosci o war¬ tosci mniejszej -lub równej predkosci odniesienia 40 •porównywany w sumatorze 40 powoduje otwarcie zaworu 44 przez serwomotor 42. Przelacznik ba- romeitiryczny 46 reagujacy na wskazania barome¬ tru 48 odlacza uklad ponizej okreslonej wysokos¬ ci. Ma to na celu wylaczenie ukladu na zieimi przy 45 pracy silnika na malej mocy. Dzialanie uklaidu w czasie pracy . silnika na poziomie morza mogloby spowodowac ocieranie wierzcholka wirnika o ze¬ wnetrzna uszczelke powietrzna przy przyspiesza¬ niu obrotów silnika^ ,50 Figura 3 przedstawia przewody rozpylajace 36 oraz, ich polaczenie z wlotem 32. Aby ulatwic montaz stosuje sie mieszek sprezysty 48 mocowa¬ ny miedzy wlotem 32 w ksztalcie lejka oraz za¬ worem 44 polaczonym kolnierzowo z przewodem 55 30. Kazdy, przewód rozpylajacy 36 jest polaczony z rura rozgalezna 34 i przesuniety wzgledem sa¬ siedniego przewodu o ustalony odcinek.Zgodnie z fig. 4 kazdy przewód rozpylajacy 36 wchodzi pomiedzy kolnierze 50 korpusu silni|ka. 60 Zewnetrznie uszczelki 52 skladajace sie z kidik-u segmentów sa moocwane w poblizu wierzcholka lopatek turbiny przy pomocy pierscieni mocuja- cych 58 przykreconych do wystepów 8D korpusu silnika oraz wsporników 62 przykreconych do ze¬ ber 64. Ilosc uszczelek jest uzalezniona od kon¬ strukcji silnika a ilosc przewodów rozpylajacych jest uzalezniona od konstrukcji silnika i przezna¬ czenia .samolotu. Istota wynalazku polega na utrzy¬ maniu wielkosci szczeliny 54 zgodnie z wykresem z fig. 2. W tym celu otwory w przewodach roz¬ pylajacych sa tak usytuowane, ze strumienie po¬ wietrza chlodza scianki 70 kolnierzy 50. Chlodze¬ nie korpusu 10 w innych miejscach nie wywoluje wymaganego skurczu umozliwiajacego utrzymanie wymaganej wielkosci szczeliny 54.Zastrzezenia paten t o w e 1. Silnik turboodrzutowy zawierajacy turbine ó- sadzona oibrotcwo w korpusie silnika oraz zespól uszczelniajacy przy wierzcholku wirnika turbiny, znamienny tym, ze zawiera zespól sterujacy szcze¬ lina wierzcholkowa wirnika turbiny, obejmujacy przewody (36) podajace strumienie powietrza chlo¬ dzacego na korpus (10) silnika oiraz regulator do¬ plywu powietrza chlodzacego. 2. Silnik wedlug zastrz. 1, znamienny tym, ze przewody (36) powietrza chlodzacego sa usytuowa¬ ne na zewnatrz korpusu (10) silnika. 3. Silnik wedlug zastrz. 1, znamienny tym, ze zawiera zespól mocujacy uszczelki (52) do korpu¬ su (10) silnika.A. Silnik wedlug zastrz. 1, znamienny tym, ze regulator doplywu powietrza chlodzacego zawie¬ ra sumator (40), porównujacy sygnal predkosci od¬ niesienia z sygnalem predkosci sprezarki, steru¬ jacy dzialaniem regulatora. 5. Silnik wedlug zastrz. 1, znamienny .tym, ze zawiera przelacznik barometryozny (46) wylacza¬ jacy regulator doplywu powietrza ponizej okres¬ lonej wysokosci. 6. Silnik wedlug zastrz. 1, znamienny tym, ze regulator doplywu powietrza chlodzacego "jest po¬ laczony z przewodem obejsciowym (12). 7. Silnik wedlug zastrz. 1, znamienny tym, ze regulator doplywu powietrza chlodzacego zawiera zawór (44) osadzony na przewodzie (30) doprowa¬ dzajacym powietrze do koirpusu (9 silnika, majacy polozenie otwarte, .zapewniajace przeplyw powie¬ trza przez przewód (30) oraz polozenie zamkniete, blokujace przeplyw powietrza przez przewód (30), przy czym zawór (44), sterowany parametrem pra¬ cy silnika, zostaje otwarty, gdy moc silnika jest mniejsza od jego mocy maksymalnej. 8. Silnik wedlug zastrz. 1, znamienny tym, ze korpus (10) silnika zawiera kolnierze (50) roz¬ mieszczane w kierunku poosiowym, przy czym cc najmniej jeden przewód (36) powietrza chlodzace¬ go otacza torpus silnika w poMizu kolnierzy (50), zas otwory w przewodzie (36) sa tak usytuowane, ze strumienie powietrza chlodzacego sa skiero¬ wane na scianki (70) boczne kolnierzy (50), przy czym skurcz korpusu (10) silnika zmniejsza sred¬ nice uszczelki (52) oraz szczeline wierzcholkowa (54) pomiedzy wirnikiem turbiny a uszczelka (52).li(z2U tPz^. 2 *?¦¦112 264 ^. i.J iii-ii. -i c/^ =^ V^ ^2 c^ PL
Claims (8)
- Zastrzezenia paten t o w e 1. Silnik turboodrzutowy zawierajacy turbine ó- sadzona oibrotcwo w korpusie silnika oraz zespól uszczelniajacy przy wierzcholku wirnika turbiny, znamienny tym, ze zawiera zespól sterujacy szcze¬ lina wierzcholkowa wirnika turbiny, obejmujacy przewody (36) podajace strumienie powietrza chlo¬ dzacego na korpus (10) silnika oiraz regulator do¬ plywu powietrza chlodzacego.
- 2. Silnik wedlug zastrz. 1, znamienny tym, ze przewody (36) powietrza chlodzacego sa usytuowa¬ ne na zewnatrz korpusu (10) silnika.
- 3. Silnik wedlug zastrz. 1, znamienny tym, ze zawiera zespól mocujacy uszczelki (52) do korpu¬ su (10) silnika.
- 4. A. Silnik wedlug zastrz. 1, znamienny tym, ze regulator doplywu powietrza chlodzacego zawie¬ ra sumator (40), porównujacy sygnal predkosci od¬ niesienia z sygnalem predkosci sprezarki, steru¬ jacy dzialaniem regulatora.
- 5. Silnik wedlug zastrz. 1, znamienny .tym, ze zawiera przelacznik barometryozny (46) wylacza¬ jacy regulator doplywu powietrza ponizej okres¬ lonej wysokosci.
- 6. Silnik wedlug zastrz. 1, znamienny tym, ze regulator doplywu powietrza chlodzacego "jest po¬ laczony z przewodem obejsciowym (12).
- 7. Silnik wedlug zastrz. 1, znamienny tym, ze regulator doplywu powietrza chlodzacego zawiera zawór (44) osadzony na przewodzie (30) doprowa¬ dzajacym powietrze do koirpusu (9 silnika, majacy polozenie otwarte, .zapewniajace przeplyw powie¬ trza przez przewód (30) oraz polozenie zamkniete, blokujace przeplyw powietrza przez przewód (30), przy czym zawór (44), sterowany parametrem pra¬ cy silnika, zostaje otwarty, gdy moc silnika jest mniejsza od jego mocy maksymalnej.
- 8. Silnik wedlug zastrz. 1, znamienny tym, ze korpus (10) silnika zawiera kolnierze (50) roz¬ mieszczane w kierunku poosiowym, przy czym cc najmniej jeden przewód (36) powietrza chlodzace¬ go otacza torpus silnika w poMizu kolnierzy (50), zas otwory w przewodzie (36) sa tak usytuowane, ze strumienie powietrza chlodzacego sa skiero¬ wane na scianki (70) boczne kolnierzy (50), przy czym skurcz korpusu (10) silnika zmniejsza sred¬ nice uszczelki (52) oraz szczeline wierzcholkowa (54) pomiedzy wirnikiem turbiny a uszczelka (52).li(z2U tPz^. 2 *?¦¦112 264 ^. i.J iii-ii. -i c/^ =^ V^ ^2 c^ PL
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US05/638,131 US4069662A (en) | 1975-12-05 | 1975-12-05 | Clearance control for gas turbine engine |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
PL112264B1 true PL112264B1 (en) | 1980-10-31 |
Family
ID=24558773
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
PL1976194141A PL112264B1 (en) | 1975-12-05 | 1976-12-03 | Turbojet engine |
Country Status (16)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US4069662A (pl) |
JP (1) | JPS6020561B2 (pl) |
AU (1) | AU517469B2 (pl) |
BE (1) | BE849054A (pl) |
BR (1) | BR7608084A (pl) |
CA (1) | CA1079646A (pl) |
DE (1) | DE2654300C2 (pl) |
ES (1) | ES453959A1 (pl) |
FR (1) | FR2333953A1 (pl) |
GB (1) | GB1561115A (pl) |
IL (1) | IL51008A (pl) |
IN (1) | IN146515B (pl) |
IT (1) | IT1077099B (pl) |
NL (1) | NL7613312A (pl) |
PL (1) | PL112264B1 (pl) |
SE (1) | SE433377B (pl) |
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 (pl) * | 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 (pl) * | 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 (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)
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 (pl) * | 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 |
CA1079646A (en) | 1980-06-17 |
SE7613019L (sv) | 1977-06-06 |
NL7613312A (nl) | 1977-06-07 |
IN146515B (pl) | 1979-06-23 |
IL51008A (en) | 1979-03-12 |
GB1561115A (en) | 1980-02-13 |
DE2654300C2 (de) | 1986-06-05 |
DE2654300A1 (de) | 1977-06-08 |
FR2333953B1 (pl) | 1982-08-27 |
FR2333953A1 (fr) | 1977-07-01 |
IL51008A0 (en) | 1977-01-31 |
ES453959A1 (es) | 1977-11-01 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
PL112264B1 (en) | Turbojet engine | |
US4019320A (en) | External gas turbine engine cooling for clearance control | |
EP0563054B1 (en) | Gas turbine engine clearance control | |
US5048288A (en) | Combined turbine stator cooling and turbine tip clearance control | |
US5601402A (en) | Turbo machine shroud-to-rotor blade dynamic clearance control | |
US4416111A (en) | Air modulation apparatus | |
US7762084B2 (en) | System and method for controlling the working line position in a gas turbine engine compressor | |
US4296599A (en) | Turbine cooling air modulation apparatus | |
JP4840664B2 (ja) | 能動間隙制御においてブレード先端間隙劣化を補償する方法 | |
US4242042A (en) | Temperature control of engine case for clearance control | |
US4005946A (en) | Method and apparatus for controlling stator thermal growth | |
US2951340A (en) | Gas turbine with control mechanism for turbine cooling air | |
US5157914A (en) | Modulated gas turbine cooling air | |
US7269955B2 (en) | Methods and apparatus for maintaining rotor assembly tip clearances | |
US8356486B2 (en) | APU bleed valve with integral anti-surge port | |
US9828869B2 (en) | Control of a gas turbine engine | |
RU2566510C2 (ru) | Способ и система для регулирования зазора на кромках лопаток ротора турбины | |
WO1995010692A1 (en) | Active tip flow bypass in stator vane channel | |
US20040107702A1 (en) | Control of gas turbine combustion temperature by compressor bleed air | |
JPH0476020B2 (pl) | ||
US4433539A (en) | Means for controlling air scavenge pressure in the bearing compartment of gas turbines | |
US11619176B2 (en) | Aircraft propulsion unit and process for reducing a ventilation air flow in the aircraft propulsion unit | |
CN115244271A (zh) | 包括用于调节冷却流体的流速的设备的涡轮风扇发动机 | |
US6779967B2 (en) | Device for air mass flow control | |
US3949549A (en) | Aircraft gas turbine engine turbine blade cooling |