RU2319017C2 - Кольцевой сальник турбины и вращающийся механизм - Google Patents
Кольцевой сальник турбины и вращающийся механизм Download PDFInfo
- Publication number
- RU2319017C2 RU2319017C2 RU2002116207/06A RU2002116207A RU2319017C2 RU 2319017 C2 RU2319017 C2 RU 2319017C2 RU 2002116207/06 A RU2002116207/06 A RU 2002116207/06A RU 2002116207 A RU2002116207 A RU 2002116207A RU 2319017 C2 RU2319017 C2 RU 2319017C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- turbine
- rotating mechanism
- rotating
- spring
- seal
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/28—Arrangement of seals
-
- 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
- F01D11/12—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator using a rubstrip, e.g. erodible. deformable or resiliently-biased part
- F01D11/122—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator using a rubstrip, e.g. erodible. deformable or resiliently-biased part with erodable or abradable material
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
- F16J—PISTONS; CYLINDERS; SEALINGS
- F16J15/00—Sealings
- F16J15/16—Sealings between relatively-moving surfaces
- F16J15/32—Sealings between relatively-moving surfaces with elastic sealings, e.g. O-rings
- F16J15/3284—Sealings between relatively-moving surfaces with elastic sealings, e.g. O-rings characterised by their structure; Selection of materials
- F16J15/3288—Filamentary structures, e.g. brush seals
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
- F16J—PISTONS; CYLINDERS; SEALINGS
- F16J15/00—Sealings
- F16J15/44—Free-space packings
- F16J15/445—Free-space packings with means for adjusting the clearance
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05C—INDEXING SCHEME RELATING TO MATERIALS, MATERIAL PROPERTIES OR MATERIAL CHARACTERISTICS FOR MACHINES, ENGINES OR PUMPS OTHER THAN NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES
- F05C2201/00—Metals
- F05C2201/04—Heavy metals
- F05C2201/0433—Iron group; Ferrous alloys, e.g. steel
- F05C2201/0466—Nickel
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2240/00—Components
- F05D2240/55—Seals
- F05D2240/56—Brush seals
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/30—Retaining components in desired mutual position
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2300/00—Materials; Properties thereof
- F05D2300/20—Oxide or non-oxide ceramics
- F05D2300/22—Non-oxide ceramics
- F05D2300/224—Carbon, e.g. graphite
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2300/00—Materials; Properties thereof
- F05D2300/40—Organic materials
- F05D2300/43—Synthetic polymers, e.g. plastics; Rubber
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2300/00—Materials; Properties thereof
- F05D2300/40—Organic materials
- F05D2300/43—Synthetic polymers, e.g. plastics; Rubber
- F05D2300/434—Polyimides, e.g. AURUM
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2300/00—Materials; Properties thereof
- F05D2300/40—Organic materials
- F05D2300/44—Resins
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2300/00—Materials; Properties thereof
- F05D2300/60—Properties or characteristics given to material by treatment or manufacturing
- F05D2300/614—Fibres or filaments
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2300/00—Materials; Properties thereof
- F05D2300/70—Treatment or modification of materials
- F05D2300/702—Reinforcement
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Sealing Using Fluids, Sealing Without Contact, And Removal Of Oil (AREA)
- Sealing Devices (AREA)
Abstract
Кольцевой сальник турбины, предназначенный для размещения в турбине между вращающимся узлом, имеющим ось вращения, и корпусом турбины, расположенным вокруг той же оси вращения, включает в себя множество истираемых сальников, множество ребер и, по меньшей мере, одну пружину. Каждый истираемый сальник содержит дугообразный несущий сегмент сальника и истираемую часть, скрепленную с дугообразным несущим сегментом сальника. Истираемая часть выступает относительно несущего сегмента сальника на расстояние от 0,5 до 5 мм. Ребра расположены на вращающемся узле напротив истираемой части. Пружина, расположена таким образом, чтобы прилагать усилие для поддерживания положения истираемого сальника рядом с указанным вращающимся узлом во время вращения. Другое изобретение группы относится к вращающемуся механизму, имеющему множество ступеней и включающему в себя вращающийся узел, неподвижный узел, охватывающий указанный вращающийся узел, и множество истираемых сальников, выполненных в соответствии с настоящим изобретением. Изобретения позволяют повысить эффективность турбины за счет снижения перетечек рабочего тела. 2 н. и 6 з.п. ф-лы, 5 ил.
Description
Предпосылки к созданию изобретения
Настоящее изобретение относится в общем к вращающимся механизмам, и более конкретно к сальниковому узлу для вращающихся механизмов, таких как паровые и газовые турбины.
К вращающимся механизмам относятся, без ограничений, турбины для паровых турбин и компрессоров и турбины для газовых турбин. Паровая турбина содержит паровой тракт, который обычно включает себя последовательно паровое сопло, турбину и паровыпускное отверстие. Газовая турбина содержит газовый тракт, который обычно включает себя последовательно воздухозаборник (или вход), компрессор, камеру сгорания, турбину и газоотвод (или выхлопное сопло). Просачивание газа или пара как в направлении из газового или парового тракта, так и в направлении газового или парового тракта, из области с более высоким давлением в область с более низким давлением в целом является нежелательной. Так, например, просачивание в газовом тракте на участке турбины или компрессора газовой турбины, между ротором турбины или компрессором и размещенным вокруг корпусом турбины или компрессора приведет к понижению эффективности газовой турбины, влекущему за собой повышение затрат на топливо. Кроме того, просачивание в паровом тракте на участке турбины паровой турбины между ротором турбины и размещенным вокруг корпусом приведет к понижению эффективности паровой турбины, влекущему за собой повышение затрат на топливо.
В области паровых турбин известен прием размещения, по отдельности или в сочетании, по окружности между ротором турбины и окружающим его корпусом для сведения к минимуму просачивания на паровом тракте сегментов лабиринтного уплотнения с варьируемым зазором и щеточных уплотнений (см. патент США №5927942). Пружины удерживают сегменты в радиальном направлении вовнутрь относительно поверхностей корпуса, что обеспечивает наличие радиального зазора между уплотнением и ротором, допуская при этом движение сегментов в случае контакта с ротором в радиальном направлении наружу. Хотя лабиринтные уплотнения, по отдельности или в сочетании со щеточными уплотнениями, доказали свою надежность, их рабочие характеристики со временем ухудшаются в результате переходных процессов, при которых неподвижные и вращающиеся узлы сталкиваются, истирая лабиринтные зубцы с приданием им «грибовидного» профиля и раскрывая зазор уплотнения.
В связи с этим в технике возникает необходимость во вращающемся механизме с качественным контролем просачивания между неподвижными и вращающимися узлами.
Сущность изобретения
Настоящее изобретение предлагает, в одном из вариантов реализации, кольцевой сальник турбины, предназначенный для размещения в турбине между вращающимся узлом, имеющим ось вращения, и корпусом турбины вокруг той же оси вращения, который включает в себя множество истираемых сальников, каждый из которых содержит дугообразный несущий сегмент сальника, истираемую часть, где истираемая часть скреплена с каждым из указанных дугообразных несущих сегментов сальника, и, по меньшей мере, одно ребро, расположенное на вращающемся узле и напротив указанной истираемой части; и по меньшей мере, одну пружину, расположенную таким образом, чтобы прилагать усилие для поддерживания положения истираемого сальника рядом с указанным вращающимся узлом во время вращения.
Другим аспектом изобретения является вращающийся механизм, имеющий множество ступеней, который включает в себя вращающийся узел; неподвижный узел, охватывающий указанный вращающийся узел, причем указанные узлы размещаются на общей оси; множество истираемых сальников, размещенных между вращающимся узлом и неподвижным узлом, причем каждый из истираемых сальников содержит несущий сегмент сальника, истираемую часть, скрепленную с несущим элементом сальника, и, по меньшей мере, одно ребро, расположенное на вращающемся узле и напротив указанной истираемой части; и по меньшей мере, одну пружину, расположенную таким образом, чтобы прилагать усилие для поддерживания положения истирающих сальников рядом с вращающимся узлом.
Вращающийся механизм может являться паровой или газовой турбиной.
Предпочтительно дугообразный несущий сегмент сальника содержит, по меньшей мере, одно щеточное уплотнение и, по меньшей мере, один лабиринтный зубец в сочетании с, по меньшей мере, одной истираемой частью.
Пружина может быть представлена пластинчатой или витой пружиной. Причем предпочтительно соответствующая пружина расположена на каждом из множества дугообразных несущих сегментов сальника.
Краткое описание чертежей
Вышеуказанные и другие признаки, аспекты и преимущества настоящего изобретения станут более понятными из приведенного далее подробного описания со ссылкой на прилагаемые чертежи, причем на всех чертежах одинаковые детали обозначены одинаковыми позициями, и на которых:
на фиг.1 приведено схематическое развернутое изображение в поперечном разрезе одного варианта реализации настоящего изобретения;
на фиг.2 приведено схематическое развернутое изображение в поперечном разрезе другого варианта реализации настоящего изобретения;
на фиг.3 приведено схематическое развернутое изображение в поперечном разрезе другого варианта реализации настоящего изобретения;
на фиг.4 приведено схематическое развернутое изображение в поперечном разрезе другого варианта реализации настоящего изобретения;
на фиг.5 приведено схематическое развернутое изображение в поперечном разрезе другого варианта реализации настоящего изобретения.
Детальное описание изобретения
Вращающийся механизм 100, например паровая турбина, обычно включает в себя вращающуюся лопасть турбины 110, расположенную в стационарном корпусе турбины 120, причем эта лопасть турбины 110 поддерживается обычными средствами, которые не показаны, внутри корпуса турбины 120 (как показано на фиг.1). Истираемый сальник, обозначенный в целом позицией 130, расположенный между вращающейся лопастью турбины 110 и стационарным корпусом турбины 120, включает в себя дугообразный несущий сегмент 140 сальника, прилегающий к лопасти турбины 110 и разделяющий области под давлением, находящиеся на противоположных в осевом направлении сторонах дугообразного несущего сегмента 140 сальника. Дугообразный несущий сегмент 140 сальника включает в себя истираемую часть 150, размещенную в радиальном направлении на первой поверхности 190 несущего сегмента сальника. Применяемые здесь предлоги «на», «поверх», «над», «под» и другие используются для обозначения относительного положения элементов вращающегося механизма 100, показанных на фигурах, и не предназначены для того, чтобы ограничивать каким-либо образом ориентацию или работу вращающегося механизма 100. Следует принимать во внимание, что хотя на чертеже показаны только один дугообразный несущий сегмент 140 сальника и одна истираемая часть 150, обычно вокруг лопасти турбины 110 размещается множество истираемых сальников 130, которые включают в себя, по меньшей мере, одну истираемую часть 150 и, по меньшей мере, один дугообразный несущий сегмент 140 сальника. Конструкция истираемой части 150 предусматривает получение узких зазоров между ней и радиальными выступами или ребрами 160 и пазами 170 крышки лопасти 180. Так, например, в процессе работы ребра 160 и пазы 170 частично истирают истираемую часть 150, оставляя на ней профиль, совместимый с профилем ребер 160 и пазов 170, в результате чего между этими узлами образуется узкий зазор. Зазор обычно составляет от приблизительно 0,02 мм до приблизительно 0,7 мм. Специалистам в данной области техники следует также принимать во внимание, что размещение, количество и высота ребер 160 и пазов 170, расположенных на крышке лопасти 180, могут варьироваться. Кроме того, компоненты лопасти турбины 110 (например, крышка лопасти 180), обращенные к истираемой части 150, также могут варьироваться, и, например, возможно отсутствие крышки лопасти 180, в связи с чем поверхность лопасти турбины 110 может быть плоской.
Сегменты истираемого сальника 130 обычно снабжены пружинным поджатием и поэтому могут свободно двигаться в радиальном направлении, подвергаясь перемещению при обычных условиях запуска. Например, сегменты истираемого сальника 130 могут свободно перемещаться в радиальном направлении при наличии отклонений от нормального профиля вращения между истираемым сальником 130 и лопастью турбины 110. В одном варианте реализации пружины 185 создают усилие, прижимающее истираемый сальник 130 к крышке лопасти 180 и допускают некоторые смещения в наружном направлении дугообразного несущего сегмента 140 сальника в результате переходных процессов, например, во время пуска и остановки. Обычно пружины 185 представлены пластинчатыми пружинами или витыми пружинами, но не ограничиваются ими. После установки во вращающемся механизме пружины 185 прилагают радиальное усилие, которое обычно приблизительно в 2-5 раз превышает вес дугообразного несущего сегмента 140 сальника, на который они воздействуют. В процессе работы от пружин 185 требуется только создание усилия, достаточного для того, чтобы посадить дуговой несущий сегмент 140 сальника в направлении корпуса турбины 120 и для того, чтобы прижимать дуговой несущий сегмент 140 сальника к лопасти турбины 110, крышке лопасти 180 или лопаткам (см. фиг.2). В результате «посадки» дугообразного несущего сегмента 140 сальника радиально в направлении корпуса турбины 120 величина зазора «G» (см. фиг.1) между дугообразным несущим сегментом 140 сальника и корпусом турбины 120 сводится к минимуму, уменьшая таким образом просачивание газа или пара в области турбины в паровой или газовой турбине (см. фиг.2). Так, например, в случае применения в паровой турбине вес отдельного дугообразного несущего сегмента 140 сальника обычно составляет от приблизительно 10 фунтов до приблизительно 25 фунтов (4,5-11,25 кг). Таким образом, пружины 185 должны развивать усилие, по меньшей мере, такого же уровня для того, чтобы создать усилие, достаточное для того, чтобы посадить дугообразный несущий сегмент 140 сальника радиально в направлении корпуса турбины 120. В другом варианте реализации пружина 185 размещается во множестве дугообразных несущих сегментов 140 сальника. В другом варианте реализации одна пружина располагается по всей кольцевой структуре дугообразных несущих сегментов 140 сальника.
В другом варианте реализации система пружин согласно настоящему изобретению приспособлена для использования совместно с другими средствами для приложения давления к дугообразным несущим сегментам 140 сальника. Например, пружины работают совместно с давлением газа (показано пунктиром на фиг.2) для создания усилия, позволяющего прижимать истираемый сальник 130 к крышке лопасти 160 или лопастям турбины 110. В этом варианте реализации дугообразный несущий сегмент 140 сальника сначала проталкивается в направлении корпуса турбины 120 давлением восходящего потока, создаваемым расширением газа во всей турбине и определяемым геометрической формой газового или парового тракта и потока (см. фиг.1). Этот восходящий поток в конечном счете заполняет полость между корпусом турбины 120 и дугообразным несущим сегментом 140 сальника и далее прижимает дугообразный несущий сегмент 140 сальника в радиальном направлении внутрь с целью уменьшения зазора с лопастями турбины 110, например после выхода турбины на полную частоту вращения. В одном варианте реализации, по меньшей мере, одна пружина 185 располагается на каждом из дугообразных несущих сегментов 140 сальника.
В одном варианте реализации химический состав истираемой части 150 обычно включает в себя первый компонент, представленный кобальтом, никелем, хромом, алюминием, иттрием (далее упоминается как CoNiCrAlY), и второй компонент, выбранный из группы, состоящей их гексагонального нитрида бора (гексагонального BN) и полимера. Типичными применяемыми полимерами являются термореактивные пластмассы, такие как полиэфиры и полиимиды. В другом варианте реализации химический состав истираемой части 150 обычно включает в себя первый компонент, представленный никелем, хромом и алюминием, и другой компонент, состоящий из глины (напр. бентонита) (далее упоминается как "NiCrAl+глина"). Другой вариант реализации представлен составом, обычно включающим в себя первый компонент, состоящий из никеля и графита (далее упоминается как "Ni+графит"), или второй компонент, состоящий из нержавеющей стали. Другим вариантом реализации является состав, обычно состоящий из никеля, хрома, железа, алюминия, бора и азота (далее упоминается как "NiCrFeAlBN"). Другой вариант реализации включает в себя первый компонент, состоящий из хрома, алюминия и иттрия (далее упоминается как "CrAlY"), и второй компонент, выбранный из группы, состоящей из железа, никеля и кобальта. Кроме того, истираемая часть 150 может состоять из состава, обычно включающего в себя первый компонент, представленный хромом и алюминием (далее упоминается как "CrAl"), и второй компонент, состоящий из железа, никеля и кобальта. В других вариантах реализации химический состав истираемой части 150 может включать в себя материал, состоящий из металлических волокон, спрессованных или спеченных вместе, или пропитанных смолой или иным материалом, например Feltmetal™ (предлагается на рынке компанией Technectics Corp., Диленд, шт.Флорида), и сплав на основе никеля, обладающий высокой устойчивостью к окислению, напр. Hastelloy™ (предлагается на рынке компанией Technectics Corp., Диленд, шт.Флорида). Следует принимать во внимание, что истираемую часть 150 помещают на первой поверхности 190 несущего сегмента сальника с помощью, например, пайки твердым припоем или термического напыления. Кроме того, специалистам в данной области техники следует принимать во внимание, что термическое напыление можно регулировать с целью получения пористости в истираемой части. Условия эксплуатации состава, образующего истираемую часть, обычно находятся в диапазоне от приблизительно 20°С до приблизительно 700°С.
Как показано на фиг.1, истираемая часть 150 номинально выступает относительно дугообразного несущего сегмента 140 сальника на расстояние "t", которое соответствует максимальному ожидаемому радиальному проникновению лопастей турбины 110 или лопаток в истираемую часть 150 носителя истираемого сальника 130 в радиальном направлении. Соответственно расстояние "t" соответствует радиальному отклонению лопастей турбины 110, и расчет его величины зависит от прогнозируемого отклонения вращающегося механизма 100 и радиального отклонения дугообразных несущих сегментов 140 сальника во время переходного процесса или работы в устойчивом режиме. Радиальное расстояние "t" истираемой части 150 обычно находится в диапазоне от приблизительно 0,5 мм до приблизительно 5 мм. В одном варианте реализации длина "I" и ширина "w" истираемой части равны длине и ширине дугообразного несущего сегмента 140 сальника (см. фиг.5). Можно предположить, что длина и ширина истираемой части 150 могут варьироваться в зависимости от области применения.
Согласно другому варианту реализации настоящего изобретения (см. фиг.2) предлагается истираемый сальник с пружинным поджатием 130, выполненный в форме сочетания истираемой части 150 и, по меньшей мере, одного лабиринтного зубца 200. Можно предположить, что расположение и количество лабиринтных зубцов 200 на дугообразном несущем сегменте 140 сальника может варьироваться. В одном варианте реализации лабиринтные зубцы 200 обычно располагаются по периферии каждого дугообразного несущего сегмента 140 сальника, как показано на фиг.2. В данном случае профиль по меньшей мере одного лабиринтного зубца 200 простирается на 360° относительно краевой кольцевой структуры несущих сегментов сальника (не показано).
В соответствии с другим вариантом реализации настоящего изобретения (см. фиг.3) предлагается истираемый сальник 130 с пружинным поджатием, выполненный в форме сочетания истираемой части 150 и, по меньшей мере, одного щеточного уплотнения 210. Можно предположить, что расположение и количество, по меньшей мере, одного щеточного уплотнения 210 может варьироваться в зависимости от предполагаемой сферы применения. Можно предположить, что в процессе эксплуатации комбинация истираемой части 150 и, по меньшей мере, одного щеточного уплотнения 210 может двигаться в радиальном направлении вовнутрь и наружу, при кончиках щеток 220, взаимодействующих с крышками лопасти турбины 180 по существу по всем 360° окружности ротора.
В соответствии с другим вариантом реализации настоящего изобретения (см. фиг.4) предлагается истираемый сальник 130 с пружинным поджатием, выполненный в форме сочетания истираемой части 150, по меньшей мере, одного щеточного уплотнения 210 и, по меньшей мере, одного лабиринтного зубца 200. Можно предположить, что расположение и количество, по меньшей мере, одного щеточного уплотнения 210 и, по меньшей мере, одного лабиринтного зубца 200 может варьироваться в зависимости от предполагаемой сферы применения. Так, например, в паровых или газовых турбинах твердые частицы обычно отбрасываются под воздействием центробежной силы в наружном направлении к концам лопаток. Лабиринтный зубец 200 и щеточное уплотнение 210 служат дополнительными сальниками в случае избыточной эрозии истираемой части. В зависимости от угла наклона щетины по меньшей мере одного щеточного уплотнения 210 возможен недостаток щетинок 220 по концам дугообразного несущего сегмента сальника 140. Недостаток щетинок 220 по концам дугообразного несущего сегмента 140 сальника ведет к значительному ухудшению или понижению герметизирующей способности, связанной со структурным сочетанием с истираемой частью 150, по меньшей мере, одного лабиринтного зубца 200 или обоих.
Специалистам в данной области техники должно быть понятно, что хотя изобретение проиллюстрировано и описано здесь в соответствии с патентными правилами, в описанные варианты реализации возможно внесение модификаций и изменений без отклонения от существа и объема настоящего изобретения. Поэтому следует понимать, что прилагаемая формула изобретения охватывает все такие модификации и изменения, соответствующие истинному существу изобретения.
Claims (8)
1. Кольцевой сальник турбины, предназначенный для размещения в турбине между вращающимся узлом, имеющим ось вращения, и корпусом турбины вокруг той же оси вращения, который включает в себя множество истираемых сальников, каждый из которых содержит дугообразный несущий сегмент сальника, истираемую часть, где истираемая часть скреплена с каждым из указанных дугообразных несущих сегментов сальника, и множество ребер, расположенных на вращающемся узле напротив указанной истираемой части, и, по меньшей мере, одну пружину, расположенную таким образом, чтобы прилагать усилие для поддерживания положения истираемого сальника рядом с указанным вращающимся узлом во время вращения, причем истираемая часть выступает относительно несущего сегмента сальника на расстояние от 0,5 до 5 мм.
2. Вращающийся механизм, имеющий множество ступеней, который включает в себя вращающийся узел, неподвижный узел, охватывающий указанный вращающийся узел, причем указанные узлы размещаются на общей оси, множество истираемых сальников, размещенных между вращающимся узлом и неподвижным узлом, причем каждый из истираемых сальников содержит несущий сегмент сальника, истираемую часть, скрепленную с несущим сегментом сальника, и множество ребер, расположенных на вращающемся узле напротив указанной истираемой части, и, по меньшей мере, одну пружину, расположенную таким образом, чтобы прилагать усилие для поддерживания положения истираемых сальников рядом с вращающимся узлом, причем истираемая часть выступает относительно несущего сегмента сальника на расстояние от 0,5 до 5 мм.
3. Вращающийся механизм по п.2, в котором вращающийся механизм является паровой турбиной.
4. Вращающийся механизм по п.2, в котором вращающийся механизм является газовой турбиной.
5. Вращающийся механизм по п.2, в котором указанный дугообразный несущий сегмент сальника содержит также, по меньшей мере, одно щеточное уплотнение и, по меньшей мере, один лабиринтный зубец в сочетании с, по меньшей мере, одной истираемой частью.
6. Вращающийся механизм по п.2, в котором указанная пружина представлена пластинчатой пружиной.
7. Вращающийся механизм по п.2, в котором указанная пружина представлена витой пружиной.
8. Вращающийся механизм по п.2, в котором указанная соответствующая пружина расположена на каждом из множества дугообразных несущих сегментов сальника.
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US09/681,851 | 2001-06-18 | ||
US09/681,851 US6547522B2 (en) | 2001-06-18 | 2001-06-18 | Spring-backed abradable seal for turbomachinery |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2002116207A RU2002116207A (ru) | 2003-12-20 |
RU2319017C2 true RU2319017C2 (ru) | 2008-03-10 |
Family
ID=24737106
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2002116207/06A RU2319017C2 (ru) | 2001-06-18 | 2002-06-17 | Кольцевой сальник турбины и вращающийся механизм |
Country Status (5)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US6547522B2 (ru) |
EP (1) | EP1270876A3 (ru) |
JP (1) | JP2003065076A (ru) |
KR (1) | KR100733175B1 (ru) |
RU (1) | RU2319017C2 (ru) |
Cited By (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2493388C1 (ru) * | 2012-03-27 | 2013-09-20 | Открытое акционерное общество Конструкторско-производственное предприятие "Авиамотор" | Уплотнение внутреннего стыка камеры сгорания и статора турбины газотурбинного двигателя |
RU2556092C2 (ru) * | 2009-10-30 | 2015-07-10 | Нуово Пиньоне С.п.А. | Установка с истираемыми выступами уплотнений и способ нанесения истираемого материала |
RU2613104C1 (ru) * | 2015-09-18 | 2017-03-15 | Михаил Александрович Щербаков | Осевая турбина газотурбинного двигателя |
RU2620883C2 (ru) * | 2011-03-03 | 2017-05-30 | Сафран Аэро Бустерс Са | Внешняя сегментированная оболочка, выполненная с возможностью корректирования смещения ротора по отношению к статору |
RU2622458C2 (ru) * | 2012-01-10 | 2017-06-15 | Дженерал Электрик Компани | Узел турбины, турбина и способ поддержки компонентов турбины |
RU2650013C2 (ru) * | 2016-02-17 | 2018-04-06 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" | Лабиринтное уплотнение-демпфер газовой турбины |
RU2679953C2 (ru) * | 2014-10-14 | 2019-02-14 | Дженерал Электрик Текнолоджи Гмбх | Сальниковое устройство паровой турбины |
Families Citing this family (117)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US6786488B2 (en) * | 2002-07-18 | 2004-09-07 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Seal structure, turbine having the same, and leak-preventing seal system for rotating shaft |
US6685427B1 (en) * | 2002-07-23 | 2004-02-03 | General Electric Company | Brush seal for a rotary machine and method of retrofitting |
DE10244038A1 (de) * | 2002-09-21 | 2004-04-01 | Mtu Aero Engines Gmbh | Einlaufbelag für Axialverdichter von Gasturbinen, insbesondere von Gasturbinentriebwerken |
US6969231B2 (en) * | 2002-12-31 | 2005-11-29 | General Electric Company | Rotary machine sealing assembly |
GB0308147D0 (en) * | 2003-04-09 | 2003-05-14 | Rolls Royce Plc | A seal |
DE10347524A1 (de) * | 2003-10-13 | 2005-01-13 | Daimlerchrysler Ag | Strömungsmaschine und Verfahren zur Anpassung von Stator und Rotor einer Strömungsmaschine |
US7001145B2 (en) * | 2003-11-20 | 2006-02-21 | General Electric Company | Seal assembly for turbine, bucket/turbine including same, method for sealing interface between rotating and stationary components of a turbine |
DE10356953B4 (de) | 2003-12-05 | 2016-01-21 | MTU Aero Engines AG | Einlaufbelag für Gasturbinen sowie Verfahren zur Herstellung desselben |
US7255929B2 (en) * | 2003-12-12 | 2007-08-14 | General Electric Company | Use of spray coatings to achieve non-uniform seal clearances in turbomachinery |
US7435049B2 (en) * | 2004-03-30 | 2008-10-14 | General Electric Company | Sealing device and method for turbomachinery |
US7040857B2 (en) * | 2004-04-14 | 2006-05-09 | General Electric Company | Flexible seal assembly between gas turbine components and methods of installation |
DE102004044803A1 (de) * | 2004-09-16 | 2006-03-30 | WINKLER + DüNNEBIER AG | Sich selbst einstellende Spaltdichtung zwischen zwei sich gegeneinander beweglicher Bauteile |
US7195452B2 (en) * | 2004-09-27 | 2007-03-27 | Honeywell International, Inc. | Compliant mounting system for turbine shrouds |
US7207771B2 (en) * | 2004-10-15 | 2007-04-24 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Turbine shroud segment seal |
US7287956B2 (en) * | 2004-12-22 | 2007-10-30 | General Electric Company | Removable abradable seal carriers for sealing between rotary and stationary turbine components |
EP1707856A1 (en) * | 2005-04-01 | 2006-10-04 | Cross Manufacturing Company (1938) Limited | Brush seals |
US20060228209A1 (en) * | 2005-04-12 | 2006-10-12 | General Electric Company | Abradable seal between a turbine rotor and a stationary component |
US20060249911A1 (en) * | 2005-05-04 | 2006-11-09 | General Electric Company | Abradable and/or abrasive coating and brush seal configuration |
DE102005055200A1 (de) * | 2005-11-19 | 2007-05-24 | Mtu Aero Engines Gmbh | Verfahren zum Herstellen eines Einlaufbelags |
US20070132193A1 (en) * | 2005-12-13 | 2007-06-14 | Wolfe Christopher E | Compliant abradable sealing system and method for rotary machines |
US7419355B2 (en) * | 2006-02-15 | 2008-09-02 | General Electric Company | Methods and apparatus for nozzle carrier with trapped shim adjustment |
DE102006009860A1 (de) * | 2006-03-03 | 2007-09-06 | Mtu Aero Engines Gmbh | Verfahren zur Herstellung eines Dichtsegments und Dichtsegment zur Verwendung in Verdichter- und Turbinenkomponenten |
US20070248452A1 (en) * | 2006-04-25 | 2007-10-25 | Brisson Bruce W | Retractable compliant abradable sealing system and method for rotary machines |
US7645117B2 (en) * | 2006-05-05 | 2010-01-12 | General Electric Company | Rotary machines and methods of assembling |
NO325031B1 (no) * | 2006-07-04 | 2008-01-21 | Ge Energy Norway As | Vannturbin |
US7625177B2 (en) * | 2006-08-31 | 2009-12-01 | Pratt & Whitney Canada Cororation | Simple axial retention feature for abradable members |
US7686568B2 (en) * | 2006-09-22 | 2010-03-30 | General Electric Company | Methods and apparatus for fabricating turbine engines |
US8950069B2 (en) * | 2006-12-29 | 2015-02-10 | Rolls-Royce North American Technologies, Inc. | Integrated compressor vane casing |
JP2008169705A (ja) | 2007-01-09 | 2008-07-24 | Toshiba Corp | 蒸気タービン |
DK2126349T3 (en) * | 2007-02-27 | 2018-08-27 | Vestas Wind Sys As | A WINDMILL CLEANING AND PROCEDURE FOR COLLECTING A WINDMILL CLEANING |
CN101328815B (zh) * | 2007-06-22 | 2011-09-21 | 齐传正 | 一种自由环接触式无间隙密封结构 |
EP2019238A1 (de) * | 2007-07-25 | 2009-01-28 | Siemens Aktiengesellschaft | Anstreifschicht einer Wellendichtung und Verfahren zum Aufbringen einer Anstreifschicht |
US20090053042A1 (en) * | 2007-08-22 | 2009-02-26 | General Electric Company | Method and apparatus for clearance control of turbine blade tip |
US8128349B2 (en) * | 2007-10-17 | 2012-03-06 | United Technologies Corp. | Gas turbine engines and related systems involving blade outer air seals |
JP4668976B2 (ja) * | 2007-12-04 | 2011-04-13 | 株式会社日立製作所 | 蒸気タービンのシール構造 |
JP5101317B2 (ja) * | 2008-01-25 | 2012-12-19 | 三菱重工業株式会社 | シール構造 |
US8534993B2 (en) | 2008-02-13 | 2013-09-17 | United Technologies Corp. | Gas turbine engines and related systems involving blade outer air seals |
DE102008019890A1 (de) * | 2008-04-21 | 2009-10-22 | Mtu Aero Engines Gmbh | Dichtungsanordnung |
JP4940186B2 (ja) * | 2008-06-19 | 2012-05-30 | 株式会社東芝 | シール装置および蒸気タービン |
US20100050649A1 (en) * | 2008-09-04 | 2010-03-04 | Allen David B | Combustor device and transition duct assembly |
US9004495B2 (en) * | 2008-09-15 | 2015-04-14 | Stein Seal Company | Segmented intershaft seal assembly |
EP2204548A1 (de) * | 2009-01-06 | 2010-07-07 | ABB Turbo Systems AG | Abgasturbine mit Abdeckring und entsprechender Abgasturbolader |
US8177494B2 (en) * | 2009-03-15 | 2012-05-15 | United Technologies Corporation | Buried casing treatment strip for a gas turbine engine |
JP5411569B2 (ja) * | 2009-05-01 | 2014-02-12 | 株式会社日立製作所 | シール構造とその制御方法 |
US8172519B2 (en) * | 2009-05-06 | 2012-05-08 | General Electric Company | Abradable seals |
US8556579B2 (en) | 2009-05-21 | 2013-10-15 | Rolls-Royce Plc | Composite aerofoil blade with wear-resistant tip |
WO2010146797A1 (ja) * | 2009-06-16 | 2010-12-23 | 三菱重工業株式会社 | 軸シール装置 |
JP5210984B2 (ja) * | 2009-06-29 | 2013-06-12 | 株式会社日立製作所 | タービン用高信頼性メタルシール材 |
GB0914523D0 (en) * | 2009-08-20 | 2009-09-30 | Rolls Royce Plc | A turbomachine casing assembly |
GB0914679D0 (en) * | 2009-08-24 | 2009-09-30 | Rolls Royce Plc | Adjustable fan case liner and mounting method |
US8360712B2 (en) * | 2010-01-22 | 2013-01-29 | General Electric Company | Method and apparatus for labyrinth seal packing rings |
JP5558138B2 (ja) | 2010-02-25 | 2014-07-23 | 三菱重工業株式会社 | タービン |
JP4916560B2 (ja) * | 2010-03-26 | 2012-04-11 | 川崎重工業株式会社 | ガスタービンエンジンの圧縮機 |
US9181817B2 (en) * | 2010-06-30 | 2015-11-10 | General Electric Company | Method and apparatus for labyrinth seal packing rings |
US9249887B2 (en) | 2010-08-03 | 2016-02-02 | Dresser-Rand Company | Low deflection bi-metal rotor seals |
US8794634B1 (en) | 2010-09-15 | 2014-08-05 | Sandia Corporation | Seal assembly with anti-rotation pin for high pressure supercritical fluids |
US8845283B2 (en) * | 2010-11-29 | 2014-09-30 | General Electric Company | Compressor blade with flexible tip elements and process therefor |
US20120177484A1 (en) * | 2011-01-07 | 2012-07-12 | General Electric Company | Elliptical Sealing System |
US8794918B2 (en) | 2011-01-07 | 2014-08-05 | General Electric Company | System for adjusting brush seal segments in turbomachine |
JP5087147B2 (ja) * | 2011-01-13 | 2012-11-28 | 株式会社日立製作所 | 蒸気タービン |
DE102012005771B4 (de) * | 2011-03-25 | 2022-06-30 | General Electric Technology Gmbh | Dichtvorrichtung für drehende Turbinenschaufeln |
US9121297B2 (en) | 2011-03-28 | 2015-09-01 | General Electric Company | Rotating brush seal |
US9255486B2 (en) | 2011-03-28 | 2016-02-09 | General Electric Company | Rotating brush seal |
GB2489693B (en) | 2011-04-04 | 2014-10-01 | Rolls Royce Plc | Abradable liner |
US8932001B2 (en) * | 2011-09-06 | 2015-01-13 | General Electric Company | Systems, methods, and apparatus for a labyrinth seal |
US9109458B2 (en) | 2011-11-11 | 2015-08-18 | United Technologies Corporation | Turbomachinery seal |
DE102011087207A1 (de) * | 2011-11-28 | 2013-05-29 | Aktiebolaget Skf | Labyrinthdichtung mit unterschiedlich verschleißenden Labyrinthringen |
US8985938B2 (en) * | 2011-12-13 | 2015-03-24 | United Technologies Corporation | Fan blade tip clearance control via Z-bands |
JP5518032B2 (ja) | 2011-12-13 | 2014-06-11 | 三菱重工業株式会社 | タービン、及びシール構造 |
FR2984949B1 (fr) * | 2011-12-23 | 2017-10-06 | Snecma | Procede de reduction de corrosion des revetements abradables sur carter de turbine a gaz et ensemble carter-aubage correspondant |
US9255489B2 (en) | 2012-02-06 | 2016-02-09 | United Technologies Corporation | Clearance control for gas turbine engine section |
US9228447B2 (en) | 2012-02-14 | 2016-01-05 | United Technologies Corporation | Adjustable blade outer air seal apparatus |
JP6197985B2 (ja) * | 2012-02-29 | 2017-09-20 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | シール構造、これを備えたタービン装置 |
US9151174B2 (en) * | 2012-03-09 | 2015-10-06 | General Electric Company | Sealing assembly for use in a rotary machine and methods for assembling a rotary machine |
US9145786B2 (en) | 2012-04-17 | 2015-09-29 | General Electric Company | Method and apparatus for turbine clearance flow reduction |
JP5892880B2 (ja) * | 2012-07-03 | 2016-03-23 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | 回転機械のシール構造及び回転機械 |
US9598969B2 (en) * | 2012-07-20 | 2017-03-21 | Kabushiki Kaisha Toshiba | Turbine, manufacturing method thereof, and power generating system |
US9200530B2 (en) * | 2012-07-20 | 2015-12-01 | United Technologies Corporation | Radial position control of case supported structure |
US9045994B2 (en) * | 2012-10-31 | 2015-06-02 | General Electric Company | Film riding aerodynamic seals for rotary machines |
US9115810B2 (en) * | 2012-10-31 | 2015-08-25 | General Electric Company | Pressure actuated film riding seals for turbo machinery |
US9598973B2 (en) | 2012-11-28 | 2017-03-21 | General Electric Company | Seal systems for use in turbomachines and methods of fabricating the same |
FR2998922B1 (fr) | 2012-12-05 | 2018-06-15 | Safran Aircraft Engines | Etancheite d'enceintes de turbomachine realisee par joint a brosse et labyrinthe |
FR3011033B1 (fr) * | 2013-09-25 | 2018-02-02 | Safran Aircraft Engines | Fixation de secteurs abradables maintenus par glissiere |
DE102013223585A1 (de) * | 2013-11-19 | 2015-06-03 | MTU Aero Engines AG | Einlaufbelag auf Basis von Metallfasern |
US20150285152A1 (en) * | 2014-04-03 | 2015-10-08 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine and seal assembly therefore |
EP2957718A1 (de) * | 2014-06-18 | 2015-12-23 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbine |
US10443423B2 (en) * | 2014-09-22 | 2019-10-15 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine blade outer air seal assembly |
BE1022471B1 (fr) * | 2014-10-10 | 2016-04-15 | Techspace Aero S.A. | Carter externe de compresseur de turbomachine axiale avec joint d'etancheite |
US9945243B2 (en) * | 2014-10-14 | 2018-04-17 | Rolls-Royce Corporation | Turbine shroud with biased blade track |
US10161259B2 (en) | 2014-10-28 | 2018-12-25 | General Electric Company | Flexible film-riding seal |
JP6161208B2 (ja) | 2014-10-30 | 2017-07-12 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | クリアランス制御型シール構造 |
DE102014224283A1 (de) * | 2014-11-27 | 2016-06-02 | Robert Bosch Gmbh | Verdichter mit einem Dichtkanal |
US10100649B2 (en) | 2015-03-31 | 2018-10-16 | Rolls-Royce North American Technologies Inc. | Compliant rail hanger |
FR3036436B1 (fr) * | 2015-05-22 | 2020-01-24 | Safran Ceramics | Ensemble d'anneau de turbine avec maintien par brides |
ITUB20155442A1 (it) * | 2015-11-11 | 2017-05-11 | Ge Avio Srl | Stadio di un motore a turbina a gas provvisto di una tenuta a labirinto |
US10132184B2 (en) * | 2016-03-16 | 2018-11-20 | United Technologies Corporation | Boas spring loaded rail shield |
US10161258B2 (en) * | 2016-03-16 | 2018-12-25 | United Technologies Corporation | Boas rail shield |
US9850770B2 (en) * | 2016-04-29 | 2017-12-26 | Stein Seal Company | Intershaft seal with asymmetric sealing ring |
US10598035B2 (en) * | 2016-05-27 | 2020-03-24 | General Electric Company | Intershaft sealing systems for gas turbine engines and methods for assembling the same |
US10450875B2 (en) | 2016-10-26 | 2019-10-22 | General Electric Company | Varying geometries for cooling circuits of turbine blades |
US10352176B2 (en) | 2016-10-26 | 2019-07-16 | General Electric Company | Cooling circuits for a multi-wall blade |
US10465521B2 (en) | 2016-10-26 | 2019-11-05 | General Electric Company | Turbine airfoil coolant passage created in cover |
US10273810B2 (en) | 2016-10-26 | 2019-04-30 | General Electric Company | Partially wrapped trailing edge cooling circuit with pressure side serpentine cavities |
US10301946B2 (en) | 2016-10-26 | 2019-05-28 | General Electric Company | Partially wrapped trailing edge cooling circuits with pressure side impingements |
US10450950B2 (en) | 2016-10-26 | 2019-10-22 | General Electric Company | Turbomachine blade with trailing edge cooling circuit |
US10309227B2 (en) | 2016-10-26 | 2019-06-04 | General Electric Company | Multi-turn cooling circuits for turbine blades |
US10598028B2 (en) | 2016-10-26 | 2020-03-24 | General Electric Company | Edge coupon including cooling circuit for airfoil |
DE102016222720A1 (de) * | 2016-11-18 | 2018-05-24 | MTU Aero Engines AG | Dichtungssystem für eine axiale Strömungsmaschine und axiale Strömungsmaschine |
US10655491B2 (en) * | 2017-02-22 | 2020-05-19 | Rolls-Royce Corporation | Turbine shroud ring for a gas turbine engine with radial retention features |
US10392957B2 (en) | 2017-10-05 | 2019-08-27 | Rolls-Royce Corporation | Ceramic matrix composite blade track with mounting system having load distribution features |
US10598038B2 (en) | 2017-11-21 | 2020-03-24 | Honeywell International Inc. | Labyrinth seal with variable tooth heights |
CN109404055B (zh) * | 2018-11-23 | 2021-12-21 | 东方电气集团东方汽轮机有限公司 | 一种弹簧与汽封圈整体封装结构 |
US11149563B2 (en) * | 2019-10-04 | 2021-10-19 | Rolls-Royce Corporation | Ceramic matrix composite blade track with mounting system having axial reaction load distribution features |
DE102019216646A1 (de) * | 2019-10-29 | 2021-04-29 | MTU Aero Engines AG | Laufschaufelanordnung für eine strömungsmaschine |
US11459902B1 (en) * | 2020-01-07 | 2022-10-04 | United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Seal for a wave rotor disk engine |
CN111764969B (zh) * | 2020-07-27 | 2022-08-30 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种航空发动机封严结构 |
US11814965B2 (en) | 2021-11-10 | 2023-11-14 | General Electric Company | Turbomachine blade trailing edge cooling circuit with turn passage having set of obstructions |
Family Cites Families (28)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3879831A (en) * | 1971-11-15 | 1975-04-29 | United Aircraft Corp | Nickle base high temperature abradable material |
US3966356A (en) * | 1975-09-22 | 1976-06-29 | General Motors Corporation | Blade tip seal mount |
US4080204A (en) * | 1976-03-29 | 1978-03-21 | Brunswick Corporation | Fenicraly alloy and abradable seals made therefrom |
US4433845A (en) * | 1981-09-29 | 1984-02-28 | United Technologies Corporation | Insulated honeycomb seal |
JPS59175607U (ja) * | 1983-05-13 | 1984-11-24 | 株式会社日立製作所 | 軸流流体機械用シ−ルリング |
FR2570764B1 (fr) * | 1984-09-27 | 1986-11-28 | Snecma | Dispositif de controle automatique du jeu d'un joint a labyrinthe de turbomachine |
US4867639A (en) | 1987-09-22 | 1989-09-19 | Allied-Signal Inc. | Abradable shroud coating |
JPH0347402U (ru) * | 1989-09-18 | 1991-05-02 | ||
US5196471A (en) | 1990-11-19 | 1993-03-23 | Sulzer Plasma Technik, Inc. | Thermal spray powders for abradable coatings, abradable coatings containing solid lubricants and methods of fabricating abradable coatings |
US5314304A (en) * | 1991-08-15 | 1994-05-24 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Abradeable labyrinth stator seal |
US5188507A (en) * | 1991-11-27 | 1993-02-23 | General Electric Company | Low-pressure turbine shroud |
US6131910A (en) | 1992-11-19 | 2000-10-17 | General Electric Co. | Brush seals and combined labyrinth and brush seals for rotary machines |
US5749584A (en) * | 1992-11-19 | 1998-05-12 | General Electric Company | Combined brush seal and labyrinth seal segment for rotary machines |
US5927942A (en) * | 1993-10-27 | 1999-07-27 | United Technologies Corporation | Mounting and sealing arrangement for a turbine shroud segment |
US5456576A (en) * | 1994-08-31 | 1995-10-10 | United Technologies Corporation | Dynamic control of tip clearance |
US5599026A (en) * | 1995-09-06 | 1997-02-04 | Innovative Technology, L.L.C. | Turbine seal with sealing strip and rubbing strip |
US5630590A (en) * | 1996-03-26 | 1997-05-20 | United Technologies Corporation | Method and apparatus for improving the airsealing effectiveness in a turbine engine |
DE19640979A1 (de) * | 1996-10-04 | 1998-04-16 | Asea Brown Boveri | Bürstendichtung |
JPH10220204A (ja) * | 1997-02-06 | 1998-08-18 | Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd | シュラウドリング |
JPH1162509A (ja) * | 1997-08-18 | 1999-03-05 | Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd | ジェットエンジンのタービンシュラウド支持構造 |
US6027121A (en) | 1997-10-23 | 2000-02-22 | General Electric Co. | Combined brush/labyrinth seal for rotary machines |
JPH11148307A (ja) * | 1997-11-17 | 1999-06-02 | Hitachi Ltd | タービンのシール構造 |
US6045134A (en) | 1998-02-04 | 2000-04-04 | General Electric Co. | Combined labyrinth and brush seals for rotary machines |
US5971400A (en) | 1998-08-10 | 1999-10-26 | General Electric Company | Seal assembly and rotary machine containing such seal assembly |
US6120242A (en) * | 1998-11-13 | 2000-09-19 | General Electric Company | Blade containing turbine shroud |
RU2150627C1 (ru) * | 1999-03-31 | 2000-06-10 | Государственное научно-производственное предприятие "Мотор" | Сотовое уплотнение, преимущественно для паровой турбины |
JP2001123803A (ja) * | 1999-10-21 | 2001-05-08 | Toshiba Corp | シール装置並びに同装置を備えた蒸気タービン及び発電プラント |
US6340286B1 (en) * | 1999-12-27 | 2002-01-22 | General Electric Company | Rotary machine having a seal assembly |
-
2001
- 2001-06-18 US US09/681,851 patent/US6547522B2/en not_active Expired - Lifetime
-
2002
- 2002-06-17 KR KR1020020033583A patent/KR100733175B1/ko active IP Right Grant
- 2002-06-17 RU RU2002116207/06A patent/RU2319017C2/ru active
- 2002-06-17 JP JP2002175221A patent/JP2003065076A/ja active Pending
- 2002-06-18 EP EP02254256A patent/EP1270876A3/en not_active Withdrawn
Cited By (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2556092C2 (ru) * | 2009-10-30 | 2015-07-10 | Нуово Пиньоне С.п.А. | Установка с истираемыми выступами уплотнений и способ нанесения истираемого материала |
RU2620883C2 (ru) * | 2011-03-03 | 2017-05-30 | Сафран Аэро Бустерс Са | Внешняя сегментированная оболочка, выполненная с возможностью корректирования смещения ротора по отношению к статору |
RU2622458C2 (ru) * | 2012-01-10 | 2017-06-15 | Дженерал Электрик Компани | Узел турбины, турбина и способ поддержки компонентов турбины |
RU2493388C1 (ru) * | 2012-03-27 | 2013-09-20 | Открытое акционерное общество Конструкторско-производственное предприятие "Авиамотор" | Уплотнение внутреннего стыка камеры сгорания и статора турбины газотурбинного двигателя |
RU2679953C2 (ru) * | 2014-10-14 | 2019-02-14 | Дженерал Электрик Текнолоджи Гмбх | Сальниковое устройство паровой турбины |
RU2613104C1 (ru) * | 2015-09-18 | 2017-03-15 | Михаил Александрович Щербаков | Осевая турбина газотурбинного двигателя |
RU2650013C2 (ru) * | 2016-02-17 | 2018-04-06 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" | Лабиринтное уплотнение-демпфер газовой турбины |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
US6547522B2 (en) | 2003-04-15 |
KR20020096941A (ko) | 2002-12-31 |
US20020192074A1 (en) | 2002-12-19 |
EP1270876A3 (en) | 2004-10-20 |
EP1270876A2 (en) | 2003-01-02 |
JP2003065076A (ja) | 2003-03-05 |
KR100733175B1 (ko) | 2007-06-27 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2319017C2 (ru) | Кольцевой сальник турбины и вращающийся механизм | |
US7435049B2 (en) | Sealing device and method for turbomachinery | |
EP0867599B1 (en) | Method and apparatus for sealing a gas turbine stator vane assembly | |
RU2712560C2 (ru) | Ротационный узел для турбинного двигателя, содержащего самоподдерживающийся кожух ротора | |
EP1113146B1 (en) | Turbomachine with a seal assembly | |
US8388310B1 (en) | Turbine disc sealing assembly | |
US9145788B2 (en) | Retrofittable interstage angled seal | |
JP2004211896A (ja) | 回転機械のシール組立体 | |
EP3653843B1 (en) | Air seal interface with forward engagement features and active clearance control for a gas turbine engine | |
US20070132193A1 (en) | Compliant abradable sealing system and method for rotary machines | |
US8167313B2 (en) | Seal member, assembly and method | |
US7059821B2 (en) | Method and apparatus to facilitate sealing within turbines | |
US20070248452A1 (en) | Retractable compliant abradable sealing system and method for rotary machines | |
CN101131101A (zh) | 天使翅膀形耐磨的密封件和密封方法 | |
EP2568121B1 (en) | Stepped conical honeycomb seal carrier and corresponding annular seal | |
US7255929B2 (en) | Use of spray coatings to achieve non-uniform seal clearances in turbomachinery | |
EP3653842B1 (en) | Air seal interface with aft engagement features and active clearance control for a gas turbine engine | |
EP2615257A2 (en) | Hybrid seal carrier | |
US20070114727A1 (en) | Seal member, assembly and method | |
JPH06102989B2 (ja) | タ―ビンノズルおよびシュラウドの隣接する円周方向セグメント間の隙間シ―ル構造 | |
US6761530B1 (en) | Method and apparatus to facilitate reducing turbine packing leakage losses | |
US20110182721A1 (en) | Sealing arrangement for a gas turbine engine | |
UA74645C2 (en) | Appliance for untight seal | |
EP3841286B1 (en) | Secondary seal in a non-contact seal assembly | |
US6571470B1 (en) | Method of retrofitting seals in a gas turbine |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
QB4A | Licence on use of patent |
Free format text: LICENCE Effective date: 20130315 |
|
QB4A | Licence on use of patent |
Free format text: LICENCE Effective date: 20140829 |