JP2001207998A - ガスタービン又はジェットエンジンのステータ翼フレーム - Google Patents

ガスタービン又はジェットエンジンのステータ翼フレーム

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ジェフリー・ハワード・ヌッスバウム
John Lawrence Noon
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Abstract

(57)【要約】 （修正有） 【課題】 ステータ翼フレーム組立体の翼部の耐疲労寿
命を延ばし、低強度、軽量及び低コストの材料の使用を
可能にする。 【解決手段】 ステータ翼フレーム組立体は、外側構造
リング３４と、内側構造リング３６と、各々が外側構造
リング３４及び内側構造リング３６に接続し、隣接する
翼部２２と共に一連の流路を画成する内側及び外側プラ
ットホームを構成する一連の別々の翼部２２と、間隙を
密封するために配置された、一連の翼部２２間の一連の
間隙に輪郭を合わせて並ぶ一連のシール部材３０，３２
とを含む。 翼部２２間の連結に起因し形成されるプラ
ットホーム間の間隙にシール部材３０，３２を取付ける
方法は、内側フレーム及び外側フレーム上に一連のステ
ータ翼部２２を固定する段階と、ステータ翼フレームの
裏側表面に一連のシール部材３０，３２を密封する段階
とを含む。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明はガスタービン又はジ
ェットエンジンに関し、より具体的にはガスタービン又
はジェットエンジンのステータ翼フレームに関する。
【０００２】
【従来の技術】よく知られているように、ガスタービン
又はジェットエンジンにおける圧縮機ケーシングの内側
表面には、その中にステータブレードを保持するために
円周に沿ったＴ型溝が機械加工されている。エンジンは
また、流れ方向を方向付けるために可変の出口ガイド翼
を含む。この場合、可変翼の支持座が周囲の支持リブを
貫通する放射方向の穴及びカウンタボアによって形成さ
れる。ステータブレードは、直接Ｔ溝によって或いは保
持リングによってプラットホームを構成して圧縮機ケー
シングに固定される。翼を通って流れる圧縮空気を効果
的に利用するためには、ケーシングは適当にシールされ
る必要がある。また、翼振動がプラットホームのゆがみ
を発生させ、このことがステータ翼フレーム組立体の個
別の又は一体の部品に対してせん断運動を引き起こす。
ガスケットが、空気通路を密封するためにフレームの周
りに設けられている。しかしながら、翼フレームの低い
減衰効果は、材料強度を超える振動応力を発生させ、翼
の亀裂やその他の損傷を結果として引き起こす可能性が
ある。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】ステータ翼フレーム組
立体の翼部の耐疲労寿命を延ばし、低強度、軽量及び低
コストの材料の使用を可能にする。
【０００４】
【課題を解決するための手段】本発明の例示的な実施形
態において、ステータ翼フレーム組立体は外側構造リン
グ、内側構造リング、外側リング及び内側構造リングに
接続する一連の翼を含み、これらによって内側及び外側
プラットホーム、一連の流路、間隙を密封するために配
置された、一連の翼部間の一連の間隙に輪郭に合わせて
並ぶ一連のシール部材を構成する。また、フレームと翼
プラットホーム間のスペーサは省略され、シール部材が
スペーサの機能を果たす。
【０００５】加えて、振動応力は、個々の又は別々の翼
部を密封するために配置されたシール部材を用いること
によって生じる減衰効果によって減少する。各個々の翼
は、一連の翼部のいくつかのほかの部材と一体に接続さ
れる。翼部間の間隙はシール部材によって裏側上で密封
され、関連金属部品の金属疲労が減少させるように減衰
効果を促進する。また、翼の亀裂やその他の損傷もまた
減少する。加えて、シール部材によってもたらされる追
加の減衰により、翼部の耐疲労寿命が長くなり、同時に
より低い強度、より軽量でより低コストの材料の使用が
可能になる。
【０００６】
【発明の実施の形態】従来技術の図１を参照すると、ス
テータ翼フレーム組立体１０が全体的に示されている。
ステータ翼フレーム組立体１０は、内側フレーム１４と
また外側フレーム１６に接続されている個々の翼部１２
を有する。ガスケット１８が外側フレーム１６の周りを
取り巻いている。同様に、別のガスケット（図示せず）
が内側フレーム１４の周りを取り巻くことができる。そ
のようなステータ翼フレーム組立体が従来技術ではよく
知られている。
【０００７】図２を参照すると、例示的な実施形態の即
ち本発明のファン出口ガイド翼フレームが全体として２
０で示されている。一体の流路プラットホーム２４を持
つ個々の翼部２２は、外側流路表面２８と共に内側流路
表面２６を構成する。一連の内側ストリップ３０と一連
の外側ストリップ３２が、プラットホーム２４間の間隙
を密封する。一連の内側ストリップ３０と一連の外側ス
トリップ３２は、最適な密閉、減衰効果を達成するよう
な方法で輪郭に合わせて並べられる。内側ストリップ３
０と外側ストリップ３２は、プラットホーム２４の形に
一致するように輪郭に合わせて並んでおり、室温加硫シ
ーリング材（例えば、ＲＴＶ）のような適当な粘着剤を
使用してプラットホーム２４の裏側に固定されている。
外側構造リング３４及び内側構造リング３６は、それら
にボルト留された個々の翼部２２を有する。外側構造リ
ング３４には、翼部２２を接続するためのボルト穴３８
がある。同様に、外側リング３４は、一連の穴４２によ
って隣接する構造リングに接続するためのサイドリム４
０を有する。内側構造リング３６には、翼部２２を接続
するための一連のボルト穴４４がある。同様に、内側構
造リング３６は、一連の穴４８によって隣接する構造リ
ングに接続するためのサイドリム４６を有する。
【０００８】図３を参照すると、出口ガイド翼フレーム
の外側リング５０には、翼プラットホーム５６上の相互
穴５４をボルト留めするための穴５２がある。アルミニ
ウムの減衰ストリップ５８が、適当な室温加硫シーリン
グ材によって翼プラットホーム５６に対して境界に置か
れ、翼プラットホーム５６の間隙６０を密封する。翼プ
ラットホーム５６は、室温加硫シーリング材のビードに
より外側リング５０の第１リム６４に接続される第１端
部６２を備えている。外側リング５０はさらに、第２リ
ム６６を備えており、第２リム６６は隣接する装置と接
続するための接続穴６８を持つ。図３の別の実施形態に
おいては、シールストリップ７０は、翼プラットホーム
５６の第２端部７２に取付けられることができる。
【０００９】翼振動はプラットホームのゆがみを発生さ
せ、このことが粘着剤を通してシールストリップに相対
的なせん断運動を引き起こす。この相対的な運動は結果
的にエネルギーを吸収する粘性減衰を生じさせる。粘着
剤はその環境接着と粘性減衰特性を考慮して適当に選択
される。接続要素の品質が最適な減衰状態を決定する。
材料、厚さ、接着面積、層数の選択のようなパラメータ
が適当に選択され、最良の粘性減衰をもたらす。
【００１０】本発明を好ましい実施形態について説明し
たが、本発明の範囲から逸脱することなく、種々の変更
ができ、均等物を本発明の要素と置き換えることができ
ることは当業者には理解されるだろう。加えて、個々の
状況や材料に合わせて、本発明の教示にしたがい、本発
明の本質的範囲からはずれることなく多くの変更形態を
実施することができる。従って、本発明は、本発明を実
施するためのベストモードと考えられる開示した特定の
実施形態に限定されるべきではなく、本発明は特許請の
範囲の技術的範囲に入る全ての実施形態を含むことを意
図している。
【図面の簡単な説明】
【図１】 従来技術の組立体のステータ翼の部分斜視
図。
【図２】 ファン出口ガイド翼の部分分解斜視図。
【図３】 出口ガイド翼組立体の部分斜視図。
【符号の説明】
従来技術部品 １０ ステータ翼フレーム組立体 １２ 翼部 １４ 内側フレーム １６ 外側フレーム １８ ガスケット 発明部品 ２０ ファン出口ガイド翼フレーム ２２ 翼部 ２４ 一体流路プラットホーム ２６ 内側流路表面 ２８ 外側流路表面 ３０ 内側ストリップ ３２ 外側ストリップ ３４ 外側構造リング ３８ ボルト穴 ４０ サイドリム ４２ 一連の第１穴 ４４ 一連のボルト穴 ４６ サイドリム ４８ 一連の第２穴 ５０ 出口ガイド翼フレーム外側リング ５２ 穴 ５４ 相互穴 ５６ 翼プラットホーム ５８ 減衰ストリップ ６０ 間隙 ６２ 第１端部 ６４ 第１リム ６６ 第２リム ６８ 接続穴 ７０ シールストリップ ７２ 第２端部
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 ジェフリー・ハワード・ヌッスバウム アメリカ合衆国、マサチューセッツ州、ウ ィルミントン、ショーシーン・アベニュ ー、288番 (72)発明者 ジョン・ローレンス・ヌーン アメリカ合衆国、マサチューセッツ州、ス ワンプスコット、エセックス・ストリー ト、355番

Claims (9)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 外側構造リング（３４）と、 内側構造リング（３６）と、 前記外側構造リング（３４）及び前記内側構造リング
    （３６）に接続し、一連の流路を画成する内側及び外側
    プラットホーム（２４，５６）を構成する一連の翼部
    （２２）と、 間隙（６０）を密封するために配置された、前記一連の
    翼部（２２）間の前記一連の間隙（６０）に輪郭に合わ
    せて並ぶ一連のシール部材（３０，３２，５８，７０）
    と、を含む、ステータ翼フレーム組立体。
  2. 【請求項２】 前記ステータ翼フレーム組立体が、ガス
    タービン又はジェットエンジン内に位置する、請求項１
    記載のステータ翼フレーム組立体。
  3. 【請求項３】 前記一連のシール部材（３０，３２，５
    ８，７０）が金属ストリップ又は他の適当な材料であ
    る、請求項１記載のステータ翼フレーム組立体。
  4. 【請求項４】 前記外側構造リング（３４）に接続する
    前記一連の翼部（２２）が適当なシーリング材によって
    密封される、請求項１記載のステータ翼フレーム組立
    体。
  5. 【請求項５】 前記外側構造リング（３４）及び前記内
    側構造リング（３４）が、出口ガイド翼フレームの部品
    を含む、請求項１記載のステータ翼フレーム組立体。
  6. 【請求項６】前記外側構造リング（３４）及び前記内側
    構造リング（３６）に接続する前記一連の翼部（２２）
    が、前記外側構造リング（３４）及び前記内側構造リン
    グ（３６）にボルト留めされる、請求項１記載のステー
    タ翼フレーム組立体。
  7. 【請求項７】翼部（２２）間の連結に起因し形成される
    プラットホーム間の間隙（６０）にシール部材（３０，
    ３２，５８，７０）を取付ける方法であって、 内側フレーム及び外側フレーム上に一連のステータ翼部
    （２２）を固定する段階と、 ステータ翼フレームの前記裏側表面に一連のシール部材
    （３０，３２，５８，７０）を密封する段階と、を含
    む、方法。
  8. 【請求項８】 翼部（２２）間の連結に起因し形成され
    るプラットホーム間の間隙（６０）にシール部材（３
    ０，３２，５８，７０）を取付ける方法であって、前記
    外側フレームと接触している前記プラットホームの端部
    （６２）が室温加硫又は他の適当な接着法によって、前
    記外側フレームに密封される、請求項７記載の方法。
  9. 【請求項９】 翼部（２２）間の連結に起因し形成され
    るプラットホーム間の間隙（６０）にシール部材（３
    ０，３２，５８，７０）を取付ける方法であって、前記
    外側フレームに接触していない前記プラットホームの端
    部（７２）がシールストリップ（３０，３２，５８，７
    ０）によって前記外側フレームに密封される、請求項８
    記載の方法。
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DE (1) DE60028507T2 (ja)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2015503701A (ja) * 2011-12-29 2015-02-02 エリオット・カンパニー 高温気体膨張装置の入口ケーシング組立体及び方法
JP2016028202A (ja) * 2010-06-18 2016-02-25 スネクマ タービンエンジン圧縮機用のステータの角度セクタ、タービンエンジンステータ、およびそのようなセクタを含むタービンエンジン
JP2016531231A (ja) * 2013-07-18 2016-10-06 スネクマ ターボ機械部品を組み立てる方法、および当該方法において使用されるアセンブリ

Families Citing this family (68)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7651319B2 (en) * 2002-02-22 2010-01-26 Drs Power Technology Inc. Compressor stator vane
US6984108B2 (en) * 2002-02-22 2006-01-10 Drs Power Technology Inc. Compressor stator vane
US6733237B2 (en) * 2002-04-02 2004-05-11 Watson Cogeneration Company Method and apparatus for mounting stator blades in axial flow compressors
US6969239B2 (en) 2002-09-30 2005-11-29 General Electric Company Apparatus and method for damping vibrations between a compressor stator vane and a casing of a gas turbine engine
US20050172485A1 (en) * 2004-02-10 2005-08-11 Ramsay Mussen Method of repair for cast article
US20050220622A1 (en) * 2004-03-31 2005-10-06 General Electric Company Integral covered nozzle with attached overcover
FR2902843A1 (fr) * 2006-06-23 2007-12-28 Snecma Sa Secteur de redresseur de compresseur ou secteur de distributeur de turbomachine
US7748956B2 (en) * 2006-12-19 2010-07-06 United Technologies Corporation Non-stablug stator apparatus and assembly method
US20090110552A1 (en) * 2007-10-31 2009-04-30 Anderson Rodger O Compressor stator vane repair with pin
EP2075412B1 (fr) * 2007-12-26 2012-02-29 Techspace Aero Dispositif de fixation par boulonnage d'aubes à une virole d'étage de stator d'une turbomachine et procédé associé de fixation par boulonnage
US8511983B2 (en) 2008-02-19 2013-08-20 United Technologies Corporation LPC exit guide vane and assembly
EP2199544B1 (fr) * 2008-12-22 2016-03-30 Techspace Aero S.A. Architecture de redresseur
US8162603B2 (en) * 2009-01-30 2012-04-24 General Electric Company Vane frame for a turbomachine and method of minimizing weight thereof
US8371810B2 (en) * 2009-03-26 2013-02-12 General Electric Company Duct member based nozzle for turbine
EP2339120B1 (fr) * 2009-12-22 2015-07-08 Techspace Aero S.A. Étage redresseur de turbomachine et compresseur associé
US8356975B2 (en) * 2010-03-23 2013-01-22 United Technologies Corporation Gas turbine engine with non-axisymmetric surface contoured vane platform
US9976433B2 (en) 2010-04-02 2018-05-22 United Technologies Corporation Gas turbine engine with non-axisymmetric surface contoured rotor blade platform
US8966755B2 (en) 2011-01-20 2015-03-03 United Technologies Corporation Assembly fixture for a stator vane assembly
US8966756B2 (en) * 2011-01-20 2015-03-03 United Technologies Corporation Gas turbine engine stator vane assembly
US8951013B2 (en) 2011-10-24 2015-02-10 United Technologies Corporation Turbine blade rail damper
EP2859189B1 (en) * 2012-05-30 2017-12-27 United Technologies Corporation Assembly fixture for a stator vane assembly
US11035238B2 (en) 2012-06-19 2021-06-15 Raytheon Technologies Corporation Airfoil including adhesively bonded shroud
US10309235B2 (en) 2012-08-27 2019-06-04 United Technologies Corporation Shiplap cantilevered stator
US9366149B2 (en) * 2012-09-21 2016-06-14 United Technologies Corporation Multi-stage high pressure compressor case
US20140169979A1 (en) * 2012-12-14 2014-06-19 United Technologies Corporation Gas turbine engine fan blade platform seal
US10240532B2 (en) 2012-12-29 2019-03-26 United Technologies Corporation Frame junction cooling holes
WO2014105657A1 (en) 2012-12-29 2014-07-03 United Technologies Corporation Mount with deflectable tabs
US9771818B2 (en) 2012-12-29 2017-09-26 United Technologies Corporation Seals for a circumferential stop ring in a turbine exhaust case
US10138742B2 (en) 2012-12-29 2018-11-27 United Technologies Corporation Multi-ply finger seal
WO2014105602A1 (en) 2012-12-29 2014-07-03 United Technologies Corporation Heat shield for a casing
US9297312B2 (en) 2012-12-29 2016-03-29 United Technologies Corporation Circumferentially retained fairing
WO2014105619A1 (en) 2012-12-29 2014-07-03 United Technologies Corporation Multi-function boss for a turbine exhaust case
WO2014105603A1 (en) 2012-12-29 2014-07-03 United Technologies Corporation Multi-piece heat shield
EP2938834A1 (en) 2012-12-29 2015-11-04 United Technologies Corporation Bumper for seals in a turbine exhaust case
WO2014105604A1 (en) 2012-12-29 2014-07-03 United Technologies Corporation Angled cut to direct radiative heat load
US10094389B2 (en) 2012-12-29 2018-10-09 United Technologies Corporation Flow diverter to redirect secondary flow
US9850780B2 (en) 2012-12-29 2017-12-26 United Technologies Corporation Plate for directing flow and film cooling of components
EP2938857B2 (en) 2012-12-29 2020-11-25 United Technologies Corporation Heat shield for cooling a strut
US9903224B2 (en) 2012-12-29 2018-02-27 United Technologies Corporation Scupper channelling in gas turbine modules
US10053998B2 (en) 2012-12-29 2018-08-21 United Technologies Corporation Multi-purpose gas turbine seal support and assembly
US9845695B2 (en) 2012-12-29 2017-12-19 United Technologies Corporation Gas turbine seal assembly and seal support
JP6385955B2 (ja) 2012-12-29 2018-09-05 ユナイテッド テクノロジーズ コーポレイションＵｎｉｔｅｄ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｉｅｓ Ｃｏｒｐｏｒａｔｉｏｎ タービンフレームアセンブリおよびタービンフレームアセンブリを設計する方法
WO2014105512A1 (en) 2012-12-29 2014-07-03 United Technologies Corporation Mechanical linkage for segmented heat shield
WO2014105826A1 (en) 2012-12-29 2014-07-03 United Technologies Corporation Seal support disk and assembly
WO2014105496A1 (en) 2012-12-29 2014-07-03 United Technologies Corporation Flow diverter element and assembly
US9863261B2 (en) 2012-12-29 2018-01-09 United Technologies Corporation Component retention with probe
US9541006B2 (en) 2012-12-29 2017-01-10 United Technologies Corporation Inter-module flow discourager
US9631517B2 (en) 2012-12-29 2017-04-25 United Technologies Corporation Multi-piece fairing for monolithic turbine exhaust case
US9347330B2 (en) 2012-12-29 2016-05-24 United Technologies Corporation Finger seal
US10006306B2 (en) 2012-12-29 2018-06-26 United Technologies Corporation Turbine exhaust case architecture
EP2938837B1 (en) 2012-12-29 2018-06-27 United Technologies Corporation Gas turbine seal assembly and seal support
US9562478B2 (en) 2012-12-29 2017-02-07 United Technologies Corporation Inter-module finger seal
US9206742B2 (en) 2012-12-29 2015-12-08 United Technologies Corporation Passages to facilitate a secondary flow between components
DE112013006315T5 (de) 2012-12-31 2015-09-17 United Technologies Corporation Mehrteiliger Rahmen eines Turbinenabgasgehäuses
US9890663B2 (en) 2012-12-31 2018-02-13 United Technologies Corporation Turbine exhaust case multi-piece frame
US10054009B2 (en) 2012-12-31 2018-08-21 United Technologies Corporation Turbine exhaust case multi-piece frame
US10330011B2 (en) 2013-03-11 2019-06-25 United Technologies Corporation Bench aft sub-assembly for turbine exhaust case fairing
WO2014164483A1 (en) * 2013-03-13 2014-10-09 United Technologies Corporation Structural guide vane outer diameter k gussets
WO2015017040A2 (en) * 2013-07-30 2015-02-05 United Technologies Corporation Gas turbine engine vane ring arrangement
US9816387B2 (en) 2014-09-09 2017-11-14 United Technologies Corporation Attachment faces for clamped turbine stator of a gas turbine engine
US9810075B2 (en) 2015-03-20 2017-11-07 United Technologies Corporation Faceted turbine blade damper-seal
US9777594B2 (en) 2015-04-15 2017-10-03 Siemens Energy, Inc. Energy damping system for gas turbine engine stationary vane
US10301951B2 (en) 2016-05-20 2019-05-28 United Technologies Corporation Turbine vane gusset
FR3051840B1 (fr) * 2016-05-31 2020-01-10 Safran Aircraft Engines Carter intermediaire de turbomachine, equipee d'une piece d'etancheite a interface bras/virole
US10364748B2 (en) 2016-08-19 2019-07-30 United Technologies Corporation Finger seal flow metering
US20220290573A1 (en) * 2021-03-09 2022-09-15 Raytheon Technologies Corporation Chevron grooved mateface seal
US11674404B2 (en) 2021-05-04 2023-06-13 Raytheon Technologies Corporation Seal assembly with seal arc segment
CN114458628B (zh) * 2022-04-12 2022-06-24 广东威灵电机制造有限公司 风机及电器设备

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS58155205A (ja) * 1982-02-18 1983-09-14 ユナイテツド・テクノロジ−ズ・コ−ポレイシヨン ガスタ−ビンエンジンのロ−タ組立体
JPS60118306A (ja) * 1983-11-29 1985-06-25 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd 圧延機
JPS60138204A (ja) * 1983-12-05 1985-07-22 ユナイテツド・テクノロジーズ・コーポレイシヨン インターロツク式フエザーシール及びその製造方法
JPS60118306U (ja) * 1984-01-20 1985-08-10 株式会社日立製作所 流体機械における静翼部のシ−ル装置
US4749333A (en) * 1986-05-12 1988-06-07 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Vane platform sealing and retention means
US5154577A (en) * 1991-01-17 1992-10-13 General Electric Company Flexible three-piece seal assembly
WO1996004468A1 (en) * 1994-08-01 1996-02-15 United Technologies Corporation Vibration damping shroud for a turbomachine vane

Family Cites Families (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3752598A (en) * 1971-11-17 1973-08-14 United Aircraft Corp Segmented duct seal
US3892497A (en) * 1974-05-14 1975-07-01 Westinghouse Electric Corp Axial flow turbine stationary blade and blade ring locking arrangement
GB1483532A (en) * 1974-09-13 1977-08-24 Rolls Royce Stator structure for a gas turbine engine
US4492517A (en) * 1983-01-06 1985-01-08 General Electric Company Segmented inlet nozzle for gas turbine, and methods of installation
US4655682A (en) * 1985-09-30 1987-04-07 United Technologies Corporation Compressor stator assembly having a composite inner diameter shroud
CA2031085A1 (en) * 1990-01-16 1991-07-17 Michael P. Hagle Arrangement for sealing gaps between adjacent circumferential segments of turbine nozzles and shrouds
US5074748A (en) * 1990-07-30 1991-12-24 General Electric Company Seal assembly for segmented turbine engine structures
CA2070511C (en) * 1991-07-22 2001-08-21 Steven Milo Toborg Turbine nozzle support
US5380155A (en) * 1994-03-01 1995-01-10 United Technologies Corporation Compressor stator assembly
US5820338A (en) * 1997-04-24 1998-10-13 United Technologies Corporation Fan blade interplatform seal
US5848874A (en) * 1997-05-13 1998-12-15 United Technologies Corporation Gas turbine stator vane assembly
DE69824925T2 (de) * 1997-09-17 2005-08-25 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Leitschaufelpaar

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS58155205A (ja) * 1982-02-18 1983-09-14 ユナイテツド・テクノロジ−ズ・コ−ポレイシヨン ガスタ−ビンエンジンのロ−タ組立体
JPS60118306A (ja) * 1983-11-29 1985-06-25 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd 圧延機
JPS60138204A (ja) * 1983-12-05 1985-07-22 ユナイテツド・テクノロジーズ・コーポレイシヨン インターロツク式フエザーシール及びその製造方法
JPS60118306U (ja) * 1984-01-20 1985-08-10 株式会社日立製作所 流体機械における静翼部のシ−ル装置
US4749333A (en) * 1986-05-12 1988-06-07 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Vane platform sealing and retention means
US5154577A (en) * 1991-01-17 1992-10-13 General Electric Company Flexible three-piece seal assembly
WO1996004468A1 (en) * 1994-08-01 1996-02-15 United Technologies Corporation Vibration damping shroud for a turbomachine vane

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2016028202A (ja) * 2010-06-18 2016-02-25 スネクマ タービンエンジン圧縮機用のステータの角度セクタ、タービンエンジンステータ、およびそのようなセクタを含むタービンエンジン
JP2015503701A (ja) * 2011-12-29 2015-02-02 エリオット・カンパニー 高温気体膨張装置の入口ケーシング組立体及び方法
JP2016531231A (ja) * 2013-07-18 2016-10-06 スネクマ ターボ機械部品を組み立てる方法、および当該方法において使用されるアセンブリ

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