JP2000186506A - ガスタ―ビンベ―ン及びタ―ビン・ベ―ンの取付構造 - Google Patents
ガスタ―ビンベ―ン及びタ―ビン・ベ―ンの取付構造Info
- Publication number
- JP2000186506A JP2000186506A JP11324926A JP32492699A JP2000186506A JP 2000186506 A JP2000186506 A JP 2000186506A JP 11324926 A JP11324926 A JP 11324926A JP 32492699 A JP32492699 A JP 32492699A JP 2000186506 A JP2000186506 A JP 2000186506A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- vane
- spring
- stator body
- elastic
- mounting
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
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
- F01D9/00—Stators
- F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
- F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【課題】 ベーン５を、熱膨張率の差に起因して緩むこ
とのないようにステータ本体１０，１５に確実に取り付
ける。 【解決手段】 径方向ボルト９５によって、主に径方向
に弾性を有する弾性取付部２０のバネ板９０をベーン５
の外端部に取り付けるとともに、径方向及び軸方向に弾
性を有する弾性取付部２５のバネ板１１５をベーン５の
内端部に取り付ける。圧縮バネ１４５でバネ板１１５を
軸方向に予圧することにより、ベーン５の内側シュラウ
ド５０に軸方向の圧縮荷重を作用させる。
とのないようにステータ本体１０，１５に確実に取り付
ける。 【解決手段】 径方向ボルト９５によって、主に径方向
に弾性を有する弾性取付部２０のバネ板９０をベーン５
の外端部に取り付けるとともに、径方向及び軸方向に弾
性を有する弾性取付部２５のバネ板１１５をベーン５の
内端部に取り付ける。圧縮バネ１４５でバネ板１１５を
軸方向に予圧することにより、ベーン５の内側シュラウ
ド５０に軸方向の圧縮荷重を作用させる。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、ガスタービンエン
ジンのタービン・ベーンの取付構造に関し、特に、産業
用ガスタービンエンジンのタービン入口側に設けられる
セラミック製ベーンの取付構造等に関する。
ジンのタービン・ベーンの取付構造に関し、特に、産業
用ガスタービンエンジンのタービン入口側に設けられる
セラミック製ベーンの取付構造等に関する。
【０００２】
【従来の技術】ガスタービンエンジン、すなわちポンプ
装置，発電機等の高出力型の産業用ガスタービンでは、
（圧縮機の出口側の）タービン入口側の温度が約１３０
０〜１４００℃となる。このような高温に耐え得るよう
に、従来より、内部冷却機構を備えた金属製のタービン
・ブレード及びベーンが提案されている。このようなブ
レード及びベーンでは、ブレードやベーンの内部から熱
を取り去るために、圧縮機の出口側を通過した冷却空気
の流れる内側通路が非常に複雑な網状となる。つまり、
内側通路から放出される冷却空気によって（冷却対象と
なる）部分の外表面が冷却されるようになっており、こ
の冷却空気は、上記冷却対象部分の表面を覆う膜状に流
れ、この部分の熱を吸収した後に、エンジンの燃焼室へ
導入される作動流体の流れへ流れ込むこととなる。ま
た、このようなブレード及びベーンが、例えば種々の耐
高温性セラミックや金属製コーティングにより被覆され
ていると、タービン入口部に作用するような高温に対す
る上記の部分の耐熱性が更に向上する。
装置，発電機等の高出力型の産業用ガスタービンでは、
（圧縮機の出口側の）タービン入口側の温度が約１３０
０〜１４００℃となる。このような高温に耐え得るよう
に、従来より、内部冷却機構を備えた金属製のタービン
・ブレード及びベーンが提案されている。このようなブ
レード及びベーンでは、ブレードやベーンの内部から熱
を取り去るために、圧縮機の出口側を通過した冷却空気
の流れる内側通路が非常に複雑な網状となる。つまり、
内側通路から放出される冷却空気によって（冷却対象と
なる）部分の外表面が冷却されるようになっており、こ
の冷却空気は、上記冷却対象部分の表面を覆う膜状に流
れ、この部分の熱を吸収した後に、エンジンの燃焼室へ
導入される作動流体の流れへ流れ込むこととなる。ま
た、このようなブレード及びベーンが、例えば種々の耐
高温性セラミックや金属製コーティングにより被覆され
ていると、タービン入口部に作用するような高温に対す
る上記の部分の耐熱性が更に向上する。
【０００３】このように内側より冷却されるブレードや
ベーンは、冷却空気用の内部通路の複雑化により寸法の
増加を招くとともに、コーティングに用いられる材質が
高価なために、非常に高価になる傾向がある。しかも、
このようなブレードやベーンでは、非常に高温となるタ
ービン入口部に大量の冷却空気を通過させる必要がああ
り、この結果、このような冷却空気をエンジン内の燃焼
に有効に利用できなくなって、エンジンの総合効率が大
きく低下してしまい、このために、エンジン出力を効率
的に利用できなくなってしまう。更に、エンジンの燃焼
室へ導入される作動流に流れ込む冷却空気が相対的に多
くなるために、最小限に抑制されるべき望ましくない汚
染物としての窒素酸化物が燃焼室で過度に生じてしま
う。
ベーンは、冷却空気用の内部通路の複雑化により寸法の
増加を招くとともに、コーティングに用いられる材質が
高価なために、非常に高価になる傾向がある。しかも、
このようなブレードやベーンでは、非常に高温となるタ
ービン入口部に大量の冷却空気を通過させる必要がああ
り、この結果、このような冷却空気をエンジン内の燃焼
に有効に利用できなくなって、エンジンの総合効率が大
きく低下してしまい、このために、エンジン出力を効率
的に利用できなくなってしまう。更に、エンジンの燃焼
室へ導入される作動流に流れ込む冷却空気が相対的に多
くなるために、最小限に抑制されるべき望ましくない汚
染物としての窒素酸化物が燃焼室で過度に生じてしま
う。
【０００４】これらの問題を解決するために、従来か
ら、金属製のベーンに対する研究によって、ベーン全体
をセラミックにより形成するとともに、シンプルな中空
部を設け、このベーンの内側表面に冷却空気を衝突させ
て冷却する手法（インピンジメント冷却）が提案されて
いる。このようにシンプルな中空部をもつ冷却構造は、
従来のように金属ベーンの冷却通路が複雑な構造に比し
て、製造コストが著しく抑制される。しかも、ブレード
を形成するセラミック材料自体が、一般的に、シリコン
窒化物又はこれに近い材料であって、従来のベーンに用
いられる金属製の新材料に比して、低コストである。
ら、金属製のベーンに対する研究によって、ベーン全体
をセラミックにより形成するとともに、シンプルな中空
部を設け、このベーンの内側表面に冷却空気を衝突させ
て冷却する手法（インピンジメント冷却）が提案されて
いる。このようにシンプルな中空部をもつ冷却構造は、
従来のように金属ベーンの冷却通路が複雑な構造に比し
て、製造コストが著しく抑制される。しかも、ブレード
を形成するセラミック材料自体が、一般的に、シリコン
窒化物又はこれに近い材料であって、従来のベーンに用
いられる金属製の新材料に比して、低コストである。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】しかしながら、このよ
うなセラミック製のベーンは、一般的に、対応するステ
ータに用いられる金属製の材質に比して、熱膨張率が非
常に小さい。従って、これまでは、エンジン運転中にベ
ーンとステータとが相異なる率で伸縮できるようにベー
ンを緩く取り付ける以外に、このようなベーンを上記の
ようなステータに取り付けることができなかった。
うなセラミック製のベーンは、一般的に、対応するステ
ータに用いられる金属製の材質に比して、熱膨張率が非
常に小さい。従って、これまでは、エンジン運転中にベ
ーンとステータとが相異なる率で伸縮できるようにベー
ンを緩く取り付ける以外に、このようなベーンを上記の
ようなステータに取り付けることができなかった。
【０００６】本発明の目的の一つは、ベーンとステータ
本体とが相異なる熱膨張率の差に起因してゆるむ虞のな
いように、そのベーンを対応するステータ本体に確実に
取り付けることができる新規なタービン・ベーンの取付
構造を提供することにある。
本体とが相異なる熱膨張率の差に起因してゆるむ虞のな
いように、そのベーンを対応するステータ本体に確実に
取り付けることができる新規なタービン・ベーンの取付
構造を提供することにある。
【０００７】
【課題を解決するための手段】本発明では、ベーンは、
そのベーンの両端部で、対応するタービンのステータ本
体へ弾性取付部を介して取り付けられる。これら弾性取
付部の少なくとも一方は、ベーンとステータ本体との間
の相異なる率の径方向熱膨張を吸収するように、径方向
に弾性を有し、かつ、弾性取付部の少なくとも一方は、
ベーンとステータ本体との間の相異なる率の軸方向熱膨
張を吸収するように、軸方向に弾性を有している。好適
な実施例では、取付部の一方は、好ましくはベーンの径
方向外端部に配置されるとともに、径方向に弾性を有す
る適宜な形状のバネ板を有し、このバネ板は、ベーンの
中空部内を貫通して延びる径方向ボルトを介して、ベー
ンの端部を覆うように装着される金属製のシュラウド
に、圧縮状態で取り付けられる。ベーンの径方向内端部
には、内側シュラウドが一体的な設けられるとともに、
上記の径方向ボルトを介して第２のバネ板がベーンへ圧
縮状態で取り付けられる。この第２のバネ板には取付フ
ランジが設けられ、このフランジを介して第２バネ板が
ステータ本体の径方向内側部分に取り付けられる。この
ようなステータ本体の内側部分への第２バネ板の連結部
には、好ましくは、圧縮スプリングによって予圧が与え
られており、これによって、タービン内における広範囲
の温度条件下において、その連結が確実に維持されるよ
うになっている。
そのベーンの両端部で、対応するタービンのステータ本
体へ弾性取付部を介して取り付けられる。これら弾性取
付部の少なくとも一方は、ベーンとステータ本体との間
の相異なる率の径方向熱膨張を吸収するように、径方向
に弾性を有し、かつ、弾性取付部の少なくとも一方は、
ベーンとステータ本体との間の相異なる率の軸方向熱膨
張を吸収するように、軸方向に弾性を有している。好適
な実施例では、取付部の一方は、好ましくはベーンの径
方向外端部に配置されるとともに、径方向に弾性を有す
る適宜な形状のバネ板を有し、このバネ板は、ベーンの
中空部内を貫通して延びる径方向ボルトを介して、ベー
ンの端部を覆うように装着される金属製のシュラウド
に、圧縮状態で取り付けられる。ベーンの径方向内端部
には、内側シュラウドが一体的な設けられるとともに、
上記の径方向ボルトを介して第２のバネ板がベーンへ圧
縮状態で取り付けられる。この第２のバネ板には取付フ
ランジが設けられ、このフランジを介して第２バネ板が
ステータ本体の径方向内側部分に取り付けられる。この
ようなステータ本体の内側部分への第２バネ板の連結部
には、好ましくは、圧縮スプリングによって予圧が与え
られており、これによって、タービン内における広範囲
の温度条件下において、その連結が確実に維持されるよ
うになっている。
【０００８】本発明に係る取付構造により、ベーンとタ
ービンのステータとの間の熱膨張率の変化に影響される
ことなく、両者の連結が確実に維持される。また、本発
明によれば、セラミック製ベーンによる効果、すなわ
ち、最小限の冷却空気の量で非常に高温となるタービン
内部に対応し得る能力と、これに伴うエンジン運転中の
効率の向上と、酸化窒素汚染物の排出量の低下と、を得
ることができる。
ービンのステータとの間の熱膨張率の変化に影響される
ことなく、両者の連結が確実に維持される。また、本発
明によれば、セラミック製ベーンによる効果、すなわ
ち、最小限の冷却空気の量で非常に高温となるタービン
内部に対応し得る能力と、これに伴うエンジン運転中の
効率の向上と、酸化窒素汚染物の排出量の低下と、を得
ることができる。
【０００９】更に、本発明の予期しなかった効果とし
て、弾性取付部へセラミック製ベーンを取り付けること
によって、ベーンに圧縮荷重が作用することとなる。セ
ラミックは引張荷重よりも圧縮荷重に対して強度が高い
ので、ベーンが圧縮方向に予圧されることによって、結
果的に運転中のベーンに作用する引張荷重が低減され、
その結果、ベーンの強度が実際上向上するとともに、通
常のエンジン運転状態において、空力及び振動荷重に対
する耐荷重性が向上する。
て、弾性取付部へセラミック製ベーンを取り付けること
によって、ベーンに圧縮荷重が作用することとなる。セ
ラミックは引張荷重よりも圧縮荷重に対して強度が高い
ので、ベーンが圧縮方向に予圧されることによって、結
果的に運転中のベーンに作用する引張荷重が低減され、
その結果、ベーンの強度が実際上向上するとともに、通
常のエンジン運転状態において、空力及び振動荷重に対
する耐荷重性が向上する。
【００１０】本発明を要約すると、セラミック製タービ
ン入口側ベーンは、その外側部分及び内側部分で弾性取
付部（２０），（２５）を介してガスタービンエンジン
のステータの一部分（１０），（１５）に弾性的に取り
付けられる。
ン入口側ベーンは、その外側部分及び内側部分で弾性取
付部（２０），（２５）を介してガスタービンエンジン
のステータの一部分（１０），（１５）に弾性的に取り
付けられる。
【００１１】
【発明の実施の形態】図面を参照して、タービン内部の
ステータ・ベーン５は、シリコン窒化物又は他の同じ様
なセラミック材料により成形されており、エンジンのス
テータ本体のの径方向内側部分１０及び外側部分１５
に、それぞれベーンの径方向外側及び内側の端部に配置
された弾性取付部２０，２５を介して取り付けられてい
る。
ステータ・ベーン５は、シリコン窒化物又は他の同じ様
なセラミック材料により成形されており、エンジンのス
テータ本体のの径方向内側部分１０及び外側部分１５
に、それぞれベーンの径方向外側及び内側の端部に配置
された弾性取付部２０，２５を介して取り付けられてい
る。
【００１２】入口側のベーン５は、約均一な厚さの側壁
部を有する中空状の翼部３０を備え、この側壁部により
形成されるチャンバ３５の内部には、従来公知の手法に
よりエンジンの圧縮機（不図示）から冷却空気が導入さ
れるようになっている。図２に良く示されるように、薄
板金属製のバッフル４０はチャンバ３５の表面に沿うよ
うに略同心状に配置され、このバッフル４０の内側に曲
げられた部分には冷却孔４２が設けられ、この冷却孔４
２から吹き出した冷却空気が従来公知の手法で直接的に
ベーンの内面に衝突するようになっている。このように
ベーンの内面に吹き出された冷却空気は、ベーンの後端
（trailing edge）に設けられた孔４５（図２参照）を
通って外部へ排出される。また、ベーン５には、径方向
内側シュラウド５０が一体的に設けられており、このシ
ュラウド５０には径方向で外部へ延びるフランジ５２，
５４が設けられている。
部を有する中空状の翼部３０を備え、この側壁部により
形成されるチャンバ３５の内部には、従来公知の手法に
よりエンジンの圧縮機（不図示）から冷却空気が導入さ
れるようになっている。図２に良く示されるように、薄
板金属製のバッフル４０はチャンバ３５の表面に沿うよ
うに略同心状に配置され、このバッフル４０の内側に曲
げられた部分には冷却孔４２が設けられ、この冷却孔４
２から吹き出した冷却空気が従来公知の手法で直接的に
ベーンの内面に衝突するようになっている。このように
ベーンの内面に吹き出された冷却空気は、ベーンの後端
（trailing edge）に設けられた孔４５（図２参照）を
通って外部へ排出される。また、ベーン５には、径方向
内側シュラウド５０が一体的に設けられており、このシ
ュラウド５０には径方向で外部へ延びるフランジ５２，
５４が設けられている。
【００１３】第１の（径方向外側の）取付部２０は、互
いに対向するように径方向外側へ延びる一対の取付フラ
ンジ６０，６５が一体的に設けられた金属製のシュラウ
ド５５と、両側の肩部８０，８５（図３参照）間に配置
され、リセス状の取付孔７０と、を有している。（肩部
８０，８５やリセスに応じた）適宜な形状をなすリブ付
きの第１のバネ板９０は、例えばニッケル合金ＩＮ７１
８のように、様々な高温条件下でも適切なバネ定数を保
持し得る金属材料により成形されており、肩部８０，８
５上に載置され、これらの肩部８０，８５にベーン及び
バッフルの内部を貫通する径方向ボルト９５を介して圧
縮状態で固定される。シュラウドのフランジ６５は、ス
テータ本体の径方向外側部分１５に設けられた嵌合溝１
００に嵌合される一方、フランジ６０は、バネ用ワッシ
ャ１１２を含むボルト連結部１１０によって、ステータ
側の孔付フランジ部１０５にボルト止めされている。
いに対向するように径方向外側へ延びる一対の取付フラ
ンジ６０，６５が一体的に設けられた金属製のシュラウ
ド５５と、両側の肩部８０，８５（図３参照）間に配置
され、リセス状の取付孔７０と、を有している。（肩部
８０，８５やリセスに応じた）適宜な形状をなすリブ付
きの第１のバネ板９０は、例えばニッケル合金ＩＮ７１
８のように、様々な高温条件下でも適切なバネ定数を保
持し得る金属材料により成形されており、肩部８０，８
５上に載置され、これらの肩部８０，８５にベーン及び
バッフルの内部を貫通する径方向ボルト９５を介して圧
縮状態で固定される。シュラウドのフランジ６５は、ス
テータ本体の径方向外側部分１５に設けられた嵌合溝１
００に嵌合される一方、フランジ６０は、バネ用ワッシ
ャ１１２を含むボルト連結部１１０によって、ステータ
側の孔付フランジ部１０５にボルト止めされている。
【００１４】第２の（径方向内側の）弾性取付部２５
は、上記のＩＮ７１８合金のように、様々な高温条件下
で適切なバネ定数を保持し得る金属材料により成形され
る第２の弾性バネ板１１５を有している。第２のバネ板
１１５は、径方向で内部へ延びるフランジ１２０と、径
方向で外部へ延びるフランジ１２５と、ボルト９５が貫
通する孔部を有する中央部１３０と、を有し、このボル
トはナット１３５を介して中央部１３０に圧縮状態で固
定されている。バネ板１１５（の中央部１３０）は、ボ
ルト連結部１４０を介してステータの一部１０に取り付
けられている。螺旋状の（もしくは皿バネ状の）圧縮バ
ネ１４５は、フランジ１２５とステータ本体１０との間
に介装されて、そのボルト連結部でテンションがかけら
れた状態（予圧がかけられた状態）に維持されており、
その連結が確実に保持されるとともに、フランジ５２及
び５４においてベーンに軸方向の圧縮荷重が常に作用す
ることとなる。これらのフランジ５２，５４は、バネ板
１１５のフランジ１２０とステータ本体１０のフランジ
１２７との間に確実に挟み込まれている。
は、上記のＩＮ７１８合金のように、様々な高温条件下
で適切なバネ定数を保持し得る金属材料により成形され
る第２の弾性バネ板１１５を有している。第２のバネ板
１１５は、径方向で内部へ延びるフランジ１２０と、径
方向で外部へ延びるフランジ１２５と、ボルト９５が貫
通する孔部を有する中央部１３０と、を有し、このボル
トはナット１３５を介して中央部１３０に圧縮状態で固
定されている。バネ板１１５（の中央部１３０）は、ボ
ルト連結部１４０を介してステータの一部１０に取り付
けられている。螺旋状の（もしくは皿バネ状の）圧縮バ
ネ１４５は、フランジ１２５とステータ本体１０との間
に介装されて、そのボルト連結部でテンションがかけら
れた状態（予圧がかけられた状態）に維持されており、
その連結が確実に保持されるとともに、フランジ５２及
び５４においてベーンに軸方向の圧縮荷重が常に作用す
ることとなる。これらのフランジ５２，５４は、バネ板
１１５のフランジ１２０とステータ本体１０のフランジ
１２７との間に確実に挟み込まれている。
【００１５】以上のように、ベーン５は、ステータの径
方向外側部分１５に第１のバネ板９０及びシュラウド５
５を介して連結されている。従って、このバネ板の撓み
によってベーン５とステータ本体１５との間の熱膨張及
び熱収縮による変形が吸収され、このような熱膨張及び
熱収縮に起因してベーンがその外端部で外れる虞はな
い。また、第２のバネ板１１５の中央部１３０における
径方向の撓みによって、ベーンとステータ本体の径方向
内側部分１０との間の径方向の伸長及び収縮が適宜に吸
収される。フランジ１２０及び１２５における第２のバ
ネ板の軸方向たわみによって、ベーンとステータ本体の
径方向内側部分との間の熱膨張及び熱収縮による軸方向
の変形が吸収される。なお、バネ１４５及びバネ用ワッ
シャ１１２は、ボルト連結部１１０及び１４０に一体的
に設けられており、そのベーン５が用いられるエンジン
が運転している間、その連結部によって確実に予圧され
るようになっている。
方向外側部分１５に第１のバネ板９０及びシュラウド５
５を介して連結されている。従って、このバネ板の撓み
によってベーン５とステータ本体１５との間の熱膨張及
び熱収縮による変形が吸収され、このような熱膨張及び
熱収縮に起因してベーンがその外端部で外れる虞はな
い。また、第２のバネ板１１５の中央部１３０における
径方向の撓みによって、ベーンとステータ本体の径方向
内側部分１０との間の径方向の伸長及び収縮が適宜に吸
収される。フランジ１２０及び１２５における第２のバ
ネ板の軸方向たわみによって、ベーンとステータ本体の
径方向内側部分との間の熱膨張及び熱収縮による軸方向
の変形が吸収される。なお、バネ１４５及びバネ用ワッ
シャ１１２は、ボルト連結部１１０及び１４０に一体的
に設けられており、そのベーン５が用いられるエンジン
が運転している間、その連結部によって確実に予圧され
るようになっている。
【００１６】以上の説明で明らかなように、取付部２０
及び２５によって、セラミック製のベーン５は、広範囲
な運転温度下において緩みを生じることのない程度に堅
固にエンジンのステータに取り付けられる。このため、
本発明に係るタービン入口側のベーンをセラミック製と
することができ、ガスタービンエンジンの信頼性を向上
することができる。つまり、このようなセラミック製の
ベーンを用いた場合、従来の金属製ベーンを用いた場合
に比して、冷却に用いる冷却空気の量が少なくなり、こ
の結果、エンジンの出力が向上するとともに、その総合
効率が向上する。また、ベーンに必要な冷却空気の量が
最小限に抑制されるため、エンジンから排出される亜酸
化窒素汚染物の発生量を抑制することができる。また、
ボルト連結部に圧縮荷重が作用するため、上述したよう
に、圧縮荷重に比して引張荷重に非常に弱いベーンに作
用する引張荷重を効果的に抑制することができる。
及び２５によって、セラミック製のベーン５は、広範囲
な運転温度下において緩みを生じることのない程度に堅
固にエンジンのステータに取り付けられる。このため、
本発明に係るタービン入口側のベーンをセラミック製と
することができ、ガスタービンエンジンの信頼性を向上
することができる。つまり、このようなセラミック製の
ベーンを用いた場合、従来の金属製ベーンを用いた場合
に比して、冷却に用いる冷却空気の量が少なくなり、こ
の結果、エンジンの出力が向上するとともに、その総合
効率が向上する。また、ベーンに必要な冷却空気の量が
最小限に抑制されるため、エンジンから排出される亜酸
化窒素汚染物の発生量を抑制することができる。また、
ボルト連結部に圧縮荷重が作用するため、上述したよう
に、圧縮荷重に比して引張荷重に非常に弱いベーンに作
用する引張荷重を効果的に抑制することができる。
【００１７】以上のように、本発明に係る一実施例につ
いて図示説明してきたが、これ以外にも様々な構成や手
法を本発明に適用できることは、当業者であれば容易に
理解できるであろう。例えば、特定の材質及びバネ構成
が図示説明されているが、本発明の趣旨を逸脱すること
なく、その他の材質及び構成を用いても良く、エンジン
の他の部分の機械的な構成や上述した運転条件等も同様
である。更に言えば、セラミック製の部分と金属製の部
分とが直接的に連結されているように図示されている
が、この場合、セラミック・クロスは、ネクステル（商
標）として販売されているような、両者の連結部の腐食
を最小限に抑制するものが好適に用いられる。そして、
請求項に記載された発明は、本発明の真の趣旨及び範囲
を逸脱することなく、上記のようなあらゆる他の構成，
手法を含むものである。
いて図示説明してきたが、これ以外にも様々な構成や手
法を本発明に適用できることは、当業者であれば容易に
理解できるであろう。例えば、特定の材質及びバネ構成
が図示説明されているが、本発明の趣旨を逸脱すること
なく、その他の材質及び構成を用いても良く、エンジン
の他の部分の機械的な構成や上述した運転条件等も同様
である。更に言えば、セラミック製の部分と金属製の部
分とが直接的に連結されているように図示されている
が、この場合、セラミック・クロスは、ネクステル（商
標）として販売されているような、両者の連結部の腐食
を最小限に抑制するものが好適に用いられる。そして、
請求項に記載された発明は、本発明の真の趣旨及び範囲
を逸脱することなく、上記のようなあらゆる他の構成，
手法を含むものである。
【図１】本発明に係るタービン・ベーン取付構造を示す
縦断面図。
縦断面図。
【図２】図１の２−２線に沿う断面図。
【図３】本発明に係るタービン・ベーンを示す分解斜視
図。
図。
５…ベーン １０，１５…ステータ本体 ２０…第１の弾性取付部 ２５…第２の弾性取付部 ３０…翼部 ５０…（第２の）シュラウド ５５…（第１の）シュラウド ９０…（第１の）バネ板 ９５…径方向ボルト（第１の連結部） １１５…（第２の）バネ板 １４０…ボルト連結部（第３の連結部） １４５…圧縮バネ（第３のバネ）
Claims (16)
- 【請求項１】 ガスタービンエンジンのステータ本体の
径方向内側部分及び外側部分へベーンの翼部を取り付け
る構造において、 第１の弾性取付部によって、上記ベーンが、その一端
で、上記ステータ本体の径方向内側部分及び外側部分の
一方へ取り付けられ、 第２の弾性取付部によって、上記ベーンが、その他端
で、上記ステータ本体の径方向内側部分及び外側部分の
他方へ取り付けられ、 上記ベーンが上記第１及び第２の弾性取付部へ確実に取
り付けられるとともに上記第１及び第２の取付部が上記
ステータ本体へ確実に取り付けられるように、少なくと
も一つの連結部が上記ベーンと上記第１及び第２の弾性
取付部とに連携しており、 かつ、上記弾性取付部の少なくとも一方は、上記ベーン
と上記ステータ本体との間の相異なる率の径方向熱膨張
を吸収するように、径方向に弾性を有し、かつ、上記弾
性取付部の少なくとも一方は、上記ベーンと上記ステー
タ本体との間の相異なる率の軸方向熱膨張を吸収するよ
うに、軸方向に弾性を有することを特徴とするタービン
・ベーンの取付構造。 - 【請求項２】 上記第１の弾性取付部は、径方向に弾性
を有し、かつ、上記ステータ本体に嵌合されるととも
に、少なくとも一部分で上記ステータ本体へ上記連結部
を介して取り付けられる第１のバネを有し、上記連結部
は上記ベーンの内部に径方向へ延在していることを特徴
とする請求項１に記載のタービン・ベーンの取付構造。 - 【請求項３】 更に、上記第１の弾性取付部は、上記ベ
ーンの翼部の一端に配置された第１のシュラウドを有
し、この第１のシュラウドは、上記ステータ本体へ適宜
に取付可能であり、 かつ、上記第１のバネによって、上記翼部と上記第１の
シュラウドとが上記径方向へ延びる連結部を介して圧縮
状態で連結，保持されることを特徴とする請求項２に記
載のタービン・ベーンの取付構造。 - 【請求項４】 上記第１のバネが第１のバネ板を有する
ことを特徴とする請求項３に記載のタービン・ベーンの
取付構造。 - 【請求項５】 上記ベーンは、その翼部の一端に配置さ
れ、上記ステータ本体へ適宜に取付可能な第２のシュラ
ウドを有し、 上記第２の弾性取付部は、径方向及び軸方向に弾性を有
するとともに、上記径方向に延びる連結部を介して上記
第２のシュラウドに固定される第２のバネを備え、か
つ、上記ステータ本体へ適宜に取付可能であることを特
徴とする請求項１に記載のタービン・ベーンの取付構
造。 - 【請求項６】 上記第２のバネは、取付フランジを有す
る第２のバネ板を有し、上記取付フランジは第２の連結
部を介して上記ステータ本体へ取り付けられ、 更に、上記取付構造は、上記ベーンと上記ステータ本体
との間の相異なる率の熱膨張及び熱収縮の軸方向成分を
吸収するように、上記取付フランジと上記ステータ本体
との間に配置された第３のバネを有することを特徴とす
る請求項５に記載のタービン・ベーンの取付構造。 - 【請求項７】 上記第３のバネは、変化する温度条件下
で上記第２のシュラウドと上記ステータ本体との連結を
確実に保持するように、上記第２の連結部を介して軸方
向に予圧されていることを特徴とする請求項６に記載の
タービン・ベーンの取付構造。 - 【請求項８】 上記第２のバネが螺旋状のバネを有する
ことを特徴とする請求項７に記載のタービン・ベーンの
取付構造。 - 【請求項９】 上記第２のバネが皿バネを有することを
特徴とする請求項７に記載のタービン・ベーンの取付構
造。 - 【請求項１０】 金属製のステータ本体とセラミック製
のベーンとを有するガスタービンエンジンにおいて、 上記セラミック製ベーンを上記ステータ本体へ弾性的に
取り付けるように、一対の弾性取付部が上記セラミック
製ベーンの径方向内側及び外側の端部にそれぞれ設けら
れ、 該弾性取付部が撓むことにより、上記ベーンとステータ
本体との間の相異なる率の熱膨張及び熱収縮を吸収する
ことを特徴とするガスタービンエンジン。 - 【請求項１１】 上記径方向外側の弾性取付部は、 外側シュラウドと、 径方向に圧縮可能な第１のバネと、 このバネを上記ベーン及び上記外側シュラウドへ取り付
ける連結部と、を有することを特徴とする請求項１０に
記載のガスタービンエンジン。 - 【請求項１２】 上記バネが第１のバネ板を有し、上記
連結部が径方向ボルトを有していることを特徴とする請
求項１１に記載のガスタービンエンジン。 - 【請求項１３】 上記ベーンが中空状をなし、 上記連結部の径方向ボルトが上記ベーンの中空部内に収
容されていることを特徴とする請求項１１に記載のガス
タービンエンジン。 - 【請求項１４】 上記セラミック製ベーンに、内側シュ
ラウドが一体的に設けられており、上記径方向内側の弾
性取付部が、径方向及び軸方向に弾性を有する第２のバ
ネ板を有し、この第２のバネ板が上記内側シュラウドと
上記ステータ本体の両者に取り付けられていることを特
徴とする請求項１０に記載のガスタービンエンジン。 - 【請求項１５】 上記第２のバネ板に取付フランジが設
けられ、この取付フランジで上記第２のバネ板が上記ス
テータ本体に連結され、 上記ベーンと上記ステータ本体との間の相異なる率の熱
膨張の軸方向成分を吸収するように、圧縮バネが上記取
付フランジと上記ステータ本体との間に介装されている
ことを特徴とする請求項１４に記載のガスタービンエン
ジン。 - 【請求項１６】 上記バネ板が連結部によって上記ステ
ータ本体に取り付けられ、変化する温度条件下で上記第
２のシュラウドと上記ステータ本体との連結状態を確実
に維持するように、上記軸方向に弾性を有するバネが上
記連結部を介して軸方向に予圧されていることを特徴と
する請求項１４に記載のガスタービンエンジン。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US09/218,351 US6164903A (en) | 1998-12-22 | 1998-12-22 | Turbine vane mounting arrangement |
| US09/218351 | 1998-12-22 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2000186506A true JP2000186506A (ja) | 2000-07-04 |
Family
ID=22814764
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP11324926A Pending JP2000186506A (ja) | 1998-12-22 | 1999-11-16 | ガスタ―ビンベ―ン及びタ―ビン・ベ―ンの取付構造 |
Country Status (4)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US6164903A (ja) |
| EP (1) | EP1013885B1 (ja) |
| JP (1) | JP2000186506A (ja) |
| DE (1) | DE69926979T2 (ja) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2001041003A (ja) * | 1999-07-16 | 2001-02-13 | General Electric Co <Ge> | プレストレス型ガスタービンノズル |
| JP2015522752A (ja) * | 2012-06-29 | 2015-08-06 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | ノズル、ノズルハンガ、及びセラミック−金属取付けシステム |
Families Citing this family (65)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP1135578B1 (de) * | 1998-08-12 | 2004-06-16 | ETN Präzisionstechnik GmbH | Stützvorrichtung zur feinbearbeitung von triebwerkschaufeln |
| US6375415B1 (en) * | 2000-04-25 | 2002-04-23 | General Electric Company | Hook support for a closed circuit fluid cooled gas turbine nozzle stage segment |
| DE10161292A1 (de) * | 2001-12-13 | 2003-06-26 | Rolls Royce Deutschland | Lagerring zur Lagerung von Schaufelfüßen von verstellbaren Statorschaufeln im Hochdruckverdichter einer Gasturbine |
| US6709230B2 (en) | 2002-05-31 | 2004-03-23 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Ceramic matrix composite gas turbine vane |
| US6648597B1 (en) | 2002-05-31 | 2003-11-18 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Ceramic matrix composite turbine vane |
| US6854960B2 (en) | 2002-06-24 | 2005-02-15 | Electric Boat Corporation | Segmented composite impeller/propeller arrangement and manufacturing method |
| US7093359B2 (en) | 2002-09-17 | 2006-08-22 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Composite structure formed by CMC-on-insulation process |
| US9068464B2 (en) * | 2002-09-17 | 2015-06-30 | Siemens Energy, Inc. | Method of joining ceramic parts and articles so formed |
| US6884030B2 (en) * | 2002-12-20 | 2005-04-26 | General Electric Company | Methods and apparatus for securing multi-piece nozzle assemblies |
| US6968702B2 (en) * | 2003-12-08 | 2005-11-29 | Ingersoll-Rand Energy Systems Corporation | Nozzle bolting arrangement for a turbine |
| US7066717B2 (en) * | 2004-04-22 | 2006-06-27 | Siemens Power Generation, Inc. | Ceramic matrix composite airfoil trailing edge arrangement |
| JP3892859B2 (ja) * | 2004-05-31 | 2007-03-14 | 川崎重工業株式会社 | タービンノズルの支持構造 |
| US7104756B2 (en) * | 2004-08-11 | 2006-09-12 | United Technologies Corporation | Temperature tolerant vane assembly |
| US7435058B2 (en) * | 2005-01-18 | 2008-10-14 | Siemens Power Generation, Inc. | Ceramic matrix composite vane with chordwise stiffener |
| US7326030B2 (en) * | 2005-02-02 | 2008-02-05 | Siemens Power Generation, Inc. | Support system for a composite airfoil in a turbine engine |
| US7452182B2 (en) * | 2005-04-07 | 2008-11-18 | Siemens Energy, Inc. | Multi-piece turbine vane assembly |
| US7909569B2 (en) * | 2005-06-09 | 2011-03-22 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Turbine support case and method of manufacturing |
| US7563071B2 (en) * | 2005-08-04 | 2009-07-21 | Siemens Energy, Inc. | Pin-loaded mounting apparatus for a refractory component in a combustion turbine engine |
| US7648336B2 (en) * | 2006-01-03 | 2010-01-19 | General Electric Company | Apparatus and method for assembling a gas turbine stator |
| DE102006024085B4 (de) | 2006-05-23 | 2020-04-16 | MTU Aero Engines AG | Turboverdichter in Axialbauweise |
| US7722317B2 (en) * | 2007-01-25 | 2010-05-25 | Siemens Energy, Inc. | CMC to metal attachment mechanism |
| FR2917458B1 (fr) * | 2007-06-13 | 2009-09-25 | Snecma Sa | Moyeu de carter d'echappement comportant des nervures de repartition de contraintes |
| US20090016871A1 (en) * | 2007-07-10 | 2009-01-15 | United Technologies Corp. | Systems and Methods Involving Variable Vanes |
| US8197209B2 (en) * | 2007-12-19 | 2012-06-12 | United Technologies Corp. | Systems and methods involving variable throat area vanes |
| US8388307B2 (en) * | 2009-07-21 | 2013-03-05 | Honeywell International Inc. | Turbine nozzle assembly including radially-compliant spring member for gas turbine engine |
| US8256088B2 (en) * | 2009-08-24 | 2012-09-04 | Siemens Energy, Inc. | Joining mechanism with stem tension and interlocked compression ring |
| US8500392B2 (en) * | 2009-10-01 | 2013-08-06 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Sealing for vane segments |
| EP2494155A1 (en) * | 2009-10-27 | 2012-09-05 | Volvo Aero Corporation | Gas turbine engine component |
| US8966755B2 (en) | 2011-01-20 | 2015-03-03 | United Technologies Corporation | Assembly fixture for a stator vane assembly |
| FR2974593B1 (fr) * | 2011-04-28 | 2015-11-13 | Snecma | Moteur a turbine comportant une protection metallique d'une piece composite |
| US9335051B2 (en) * | 2011-07-13 | 2016-05-10 | United Technologies Corporation | Ceramic matrix composite combustor vane ring assembly |
| FR2978197B1 (fr) | 2011-07-22 | 2015-12-25 | Snecma | Distributeur de turbine de turbomachine et turbine comportant un tel distributeur |
| EP2859189B1 (en) * | 2012-05-30 | 2017-12-27 | United Technologies Corporation | Assembly fixture for a stator vane assembly |
| US9127557B2 (en) * | 2012-06-08 | 2015-09-08 | General Electric Company | Nozzle mounting and sealing assembly for a gas turbine system and method of mounting and sealing |
| US9447693B2 (en) * | 2012-07-30 | 2016-09-20 | United Technologies Corporation | Compliant assembly |
| WO2015130425A2 (en) * | 2014-02-03 | 2015-09-03 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine cooling fluid composite tube |
| US9970307B2 (en) * | 2014-03-19 | 2018-05-15 | Honeywell International Inc. | Turbine nozzles with slip joints impregnated by oxidation-resistant sealing material and methods for the production thereof |
| US10072516B2 (en) * | 2014-09-24 | 2018-09-11 | United Technologies Corporation | Clamped vane arc segment having load-transmitting features |
| US9970317B2 (en) * | 2014-10-31 | 2018-05-15 | Rolls-Royce North America Technologies Inc. | Vane assembly for a gas turbine engine |
| US10982564B2 (en) * | 2014-12-15 | 2021-04-20 | General Electric Company | Apparatus and system for ceramic matrix composite attachment |
| US10655482B2 (en) * | 2015-02-05 | 2020-05-19 | Rolls-Royce Corporation | Vane assemblies for gas turbine engines |
| US9845692B2 (en) * | 2015-05-05 | 2017-12-19 | General Electric Company | Turbine component connection with thermally stress-free fastener |
| US20170051619A1 (en) * | 2015-08-18 | 2017-02-23 | General Electric Company | Cmc nozzles with split endwalls for gas turbine engines |
| JP6546481B2 (ja) * | 2015-08-31 | 2019-07-17 | 川崎重工業株式会社 | 排気ディフューザ |
| DE102016217320A1 (de) * | 2016-09-12 | 2018-03-15 | Siemens Aktiengesellschaft | Gasturbine mit getrennter Kühlung für Turbine und Abgasgehäuse |
| US10677091B2 (en) * | 2016-11-17 | 2020-06-09 | Raytheon Technologies Corporation | Airfoil with sealed baffle |
| US10830071B2 (en) * | 2017-01-23 | 2020-11-10 | General Electric Company | System and method for the hybrid construction of multi-piece parts |
| US10301953B2 (en) | 2017-04-13 | 2019-05-28 | General Electric Company | Turbine nozzle with CMC aft Band |
| US10570760B2 (en) * | 2017-04-13 | 2020-02-25 | General Electric Company | Turbine nozzle with CMC aft band |
| US10458260B2 (en) * | 2017-05-24 | 2019-10-29 | General Electric Company | Nozzle airfoil decoupled from and attached outside of flow path boundary |
| FR3080146B1 (fr) * | 2018-04-17 | 2021-04-02 | Safran Aircraft Engines | Distributeur en cmc avec reprise d'effort |
| US10767497B2 (en) * | 2018-09-07 | 2020-09-08 | Rolls-Royce Corporation | Turbine vane assembly with ceramic matrix composite components |
| US10808553B2 (en) * | 2018-11-13 | 2020-10-20 | Rolls-Royce Plc | Inter-component seals for ceramic matrix composite turbine vane assemblies |
| US11047247B2 (en) | 2018-12-21 | 2021-06-29 | Rolls-Royce Plc | Turbine section of a gas turbine engine with ceramic matrix composite vanes |
| US10961857B2 (en) | 2018-12-21 | 2021-03-30 | Rolls-Royce Plc | Turbine section of a gas turbine engine with ceramic matrix composite vanes |
| US10954802B2 (en) * | 2019-04-23 | 2021-03-23 | Rolls-Royce Plc | Turbine section assembly with ceramic matrix composite vane |
| US11193381B2 (en) * | 2019-05-17 | 2021-12-07 | Rolls-Royce Plc | Turbine vane assembly having ceramic matrix composite components with sliding support |
| US11313233B2 (en) | 2019-08-20 | 2022-04-26 | Rolls-Royce Corporation | Turbine vane assembly with ceramic matrix composite parts and platform sealing features |
| PL431184A1 (pl) * | 2019-09-17 | 2021-03-22 | General Electric Company Polska Spółka Z Ograniczoną Odpowiedzialnością | Zespół silnika turbinowego |
| US11242762B2 (en) * | 2019-11-21 | 2022-02-08 | Raytheon Technologies Corporation | Vane with collar |
| CN110966049B (zh) * | 2019-12-13 | 2021-12-14 | 西安鑫垚陶瓷复合材料有限公司 | 航空发动机陶瓷基复合材料固定导向器叶片结构及其成型 |
| US11371371B1 (en) * | 2021-03-26 | 2022-06-28 | Raytheon Technologies Corporation | Vane with pin mount and anti-rotation baffle |
| US11719130B2 (en) * | 2021-05-06 | 2023-08-08 | Raytheon Technologies Corporation | Vane system with continuous support ring |
| US11560799B1 (en) | 2021-10-22 | 2023-01-24 | Rolls-Royce High Temperature Composites Inc. | Ceramic matrix composite vane assembly with shaped load transfer features |
| US11732596B2 (en) | 2021-12-22 | 2023-08-22 | Rolls-Royce Plc | Ceramic matrix composite turbine vane assembly having minimalistic support spars |
Family Cites Families (13)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2914300A (en) * | 1955-12-22 | 1959-11-24 | Gen Electric | Nozzle vane support for turbines |
| US3394919A (en) * | 1966-11-22 | 1968-07-30 | North American Rockwell | Floating hot fluid turbine nozzle ring |
| US3966353A (en) * | 1975-02-21 | 1976-06-29 | Westinghouse Electric Corporation | Ceramic-to-metal (or ceramic) cushion/seal for use with three piece ceramic stationary vane assembly |
| JPS6166802A (ja) * | 1984-09-10 | 1986-04-05 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタ−ビンのタ−ビン翼 |
| JPH076366B2 (ja) * | 1985-08-20 | 1995-01-30 | 三菱重工業株式会社 | ガスタ−ビン静翼 |
| JPS63223302A (ja) * | 1987-03-13 | 1988-09-16 | Hitachi Ltd | ガスタ−ビン用セラミツク静翼 |
| US4907946A (en) * | 1988-08-10 | 1990-03-13 | General Electric Company | Resiliently mounted outlet guide vane |
| US4987736A (en) * | 1988-12-14 | 1991-01-29 | General Electric Company | Lightweight gas turbine engine frame with free-floating heat shield |
| GB2236809B (en) * | 1989-09-22 | 1994-03-16 | Rolls Royce Plc | Improvements in or relating to gas turbine engines |
| JP2777609B2 (ja) * | 1989-09-27 | 1998-07-23 | 株式会社日立製作所 | セラミック静翼 |
| US5634767A (en) * | 1996-03-29 | 1997-06-03 | General Electric Company | Turbine frame having spindle mounted liner |
| US5630700A (en) * | 1996-04-26 | 1997-05-20 | General Electric Company | Floating vane turbine nozzle |
| US6000906A (en) * | 1997-09-12 | 1999-12-14 | Alliedsignal Inc. | Ceramic airfoil |
-
1998
- 1998-12-22 US US09/218,351 patent/US6164903A/en not_active Expired - Lifetime
-
1999
- 1999-11-03 DE DE69926979T patent/DE69926979T2/de not_active Expired - Lifetime
- 1999-11-03 EP EP99308757A patent/EP1013885B1/en not_active Expired - Lifetime
- 1999-11-16 JP JP11324926A patent/JP2000186506A/ja active Pending
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2001041003A (ja) * | 1999-07-16 | 2001-02-13 | General Electric Co <Ge> | プレストレス型ガスタービンノズル |
| JP2015522752A (ja) * | 2012-06-29 | 2015-08-06 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | ノズル、ノズルハンガ、及びセラミック−金属取付けシステム |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| US6164903A (en) | 2000-12-26 |
| DE69926979T2 (de) | 2006-06-29 |
| EP1013885A3 (en) | 2001-08-01 |
| EP1013885B1 (en) | 2005-08-31 |
| EP1013885A2 (en) | 2000-06-28 |
| DE69926979D1 (de) | 2005-10-06 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP2000186506A (ja) | ガスタ―ビンベ―ン及びタ―ビン・ベ―ンの取付構造 | |
| US20060034679A1 (en) | Temperature tolerant vane assembly | |
| US7849696B2 (en) | Assembling an annular combustion chamber of a turbomachine | |
| US5511940A (en) | Ceramic turbine nozzle | |
| JP5435910B2 (ja) | ガスタービンシュラウド支持装置 | |
| JP5887130B2 (ja) | 構造的に低延性のタービンシュラウド装置 | |
| US6453675B1 (en) | Combustor mounting for gas turbine engine | |
| JP6012174B2 (ja) | 低延性タービンシュラウドのための監視装置 | |
| US8510945B2 (en) | Method of mounting a heat exchanger in a gas turbine engine assembly | |
| US6675585B2 (en) | Connection for a two-part CMC chamber | |
| JPH1037701A (ja) | 熱負荷されるターボ機用ブレード | |
| JP4125891B2 (ja) | ガスタービン翼とガスタービン | |
| KR19980070758A (ko) | 터보과급기의 배기터빈 | |
| JP2007154900A (ja) | セラミックマトリクス複合ノズル構体 | |
| JP2007212129A (ja) | ターボ機械の環状燃焼チャンバ | |
| JPH04259629A (ja) | 減衰用シュラウド支持体 | |
| US11231047B2 (en) | Turbocharger | |
| US9988942B2 (en) | Air exhaust tube holder in a turbomachine | |
| US11326475B2 (en) | Turbocharger | |
| JPS58182034A (ja) | ガスタ−ビン燃焼器尾筒 | |
| US11371352B2 (en) | Device for holding a centripetal radial air sampling member | |
| JP6622826B2 (ja) | タービンエンジンの熱シール | |
| JP6203839B2 (ja) | 可撓性固定装置によって接続される複合材料部品および金属部品を備えるガスタービンエンジン | |
| JPH08226304A (ja) | セラミック静翼 | |
| JPS602501B2 (ja) | ガスタ−ビンエンジンの組立構造 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A621 | Written request for application examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621 Effective date: 20060818 |
|
| A131 | Notification of reasons for refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131 Effective date: 20081216 |
|
| A02 | Decision of refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A02 Effective date: 20090602 |