JP2003020995A - ジェットエンジンのファンプラットフォームのシール - Google Patents
ジェットエンジンのファンプラットフォームのシールInfo
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- JP2003020995A JP2003020995A JP2001210550A JP2001210550A JP2003020995A JP 2003020995 A JP2003020995 A JP 2003020995A JP 2001210550 A JP2001210550 A JP 2001210550A JP 2001210550 A JP2001210550 A JP 2001210550A JP 2003020995 A JP2003020995 A JP 2003020995A
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- JP
- Japan
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- seal
- platform
- fan
- jet engine
- engine
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-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
- F01D11/005—Sealing means between non relatively rotating elements
- F01D11/006—Sealing the gap between rotor blades or blades and rotor
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【課題】 カーブドインテグラルプラットフォームに対
応したシールを提供する。 【解決手段】 ジェットエンジンのファンプラットフォ
ーム３ｅの下面に設けられ、隣り合うプラットフォーム
３ｅ間の周方向の隙間ｃを塞いで空気の漏れるのを防止
するジェットエンジンのファンプラットフォームのシー
ル１０であって、該シール１０は断面が伸縮可能な形状
に形成され、一端はプラットフォーム３ｅ下面に固定さ
れ、他端はエンジン回転時に隣接するプラットフォーム
３ｅ側に伸びて前記隙間ｃを塞ぐようになっている。
応したシールを提供する。 【解決手段】 ジェットエンジンのファンプラットフォ
ーム３ｅの下面に設けられ、隣り合うプラットフォーム
３ｅ間の周方向の隙間ｃを塞いで空気の漏れるのを防止
するジェットエンジンのファンプラットフォームのシー
ル１０であって、該シール１０は断面が伸縮可能な形状
に形成され、一端はプラットフォーム３ｅ下面に固定さ
れ、他端はエンジン回転時に隣接するプラットフォーム
３ｅ側に伸びて前記隙間ｃを塞ぐようになっている。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は航空機に使用される
ジェットエンジンに係り、特にジェットエンジンのファ
ンプラットフォームのシールに関する。
ジェットエンジンに係り、特にジェットエンジンのファ
ンプラットフォームのシールに関する。
【０００２】
【従来の技術】亜音速で飛行する旅客用の航空機には推
進効率の向上と、ジェットエンジンの騒音減少のため、
ファンで発生した圧縮空気の大部分をダクトを通してバ
イパスさせる高バイパス比のターボファンエンジンが使
われている。図２はかかるターボファンジェットエンジ
ンの部分断面図である。図３はファンの側面図、図４は
従来のシールの図面である。図において、１はノーズコ
ーン、２はファンディスク、３はファンである。ファン
３において、３aはファンブレード、３bはプラットフォ
ーム、３cはシャンク、３dはダブテールである。４はス
ペーサ、５はコンプレッサ、６はダクトである。
進効率の向上と、ジェットエンジンの騒音減少のため、
ファンで発生した圧縮空気の大部分をダクトを通してバ
イパスさせる高バイパス比のターボファンエンジンが使
われている。図２はかかるターボファンジェットエンジ
ンの部分断面図である。図３はファンの側面図、図４は
従来のシールの図面である。図において、１はノーズコ
ーン、２はファンディスク、３はファンである。ファン
３において、３aはファンブレード、３bはプラットフォ
ーム、３cはシャンク、３dはダブテールである。４はス
ペーサ、５はコンプレッサ、６はダクトである。
【０００３】ファン３とファンディスク２との結合はピ
ンによることもあるが、エンジンの軽量化のため、図に
示すように、ダブテールを使用することも多い。ファン
3をファンディスク２に取り付けるにはファンディスク
２の円周面に形成された軸方向のダブテール溝２aにフ
ァン３のダブテール３dを前方から挿入して行われる。
ダブテール３dとダブテール溝２aとの間には、ある程度
の余裕を持たせてあり、容易に挿入することができる。
挿入後、ダブテール溝２aの底部とダブテール３dの下面
との間にスペーサ4を挿入し、ダブテール３dの肩をダブ
テール溝２aの開口の内面に当接させてファン３をディ
スク２に固定する（図4（C）参照）。
ンによることもあるが、エンジンの軽量化のため、図に
示すように、ダブテールを使用することも多い。ファン
3をファンディスク２に取り付けるにはファンディスク
２の円周面に形成された軸方向のダブテール溝２aにフ
ァン３のダブテール３dを前方から挿入して行われる。
ダブテール３dとダブテール溝２aとの間には、ある程度
の余裕を持たせてあり、容易に挿入することができる。
挿入後、ダブテール溝２aの底部とダブテール３dの下面
との間にスペーサ4を挿入し、ダブテール３dの肩をダブ
テール溝２aの開口の内面に当接させてファン３をディ
スク２に固定する（図4（C）参照）。
【０００４】ファン３をファンディスク２に取り付ける
ために、隣り合うファン３のプラットフォーム３b同志
の間には０．６〜０．８mmの隙間ｃが必要である。しか
し、このような隙間があると、図2に示すように、高圧
の部分から低圧の部分に空気の循環流７が生じるので、
エンジンの効率が低下してしまう。
ために、隣り合うファン３のプラットフォーム３b同志
の間には０．６〜０．８mmの隙間ｃが必要である。しか
し、このような隙間があると、図2に示すように、高圧
の部分から低圧の部分に空気の循環流７が生じるので、
エンジンの効率が低下してしまう。
【０００５】そのため、図4に示すように、プラットフ
ォーム３ｂの下面に、シリコンゴム製で断面形状が台形
で全体形状がコ字状のシール８を接着して取り付ける。
８aはプラットフォーム３bの側面部分をシールするシー
ル８の1部分であり、８bはプラットフォーム３bの背面
部分をシールするシール８の1部分である。シール部分
８aはエンジンが回転すると遠心力を受けて図4（C）に
矢印９で示すように、変形して隣り合うシール部分８
a、８aの先端が互いに当接して空気流７をシールする。
なお、シール部分８aの高さhは５〜６mm、基端の幅dは
４〜５mm、先端の幅eは２〜３mm程度である。
ォーム３ｂの下面に、シリコンゴム製で断面形状が台形
で全体形状がコ字状のシール８を接着して取り付ける。
８aはプラットフォーム３bの側面部分をシールするシー
ル８の1部分であり、８bはプラットフォーム３bの背面
部分をシールするシール８の1部分である。シール部分
８aはエンジンが回転すると遠心力を受けて図4（C）に
矢印９で示すように、変形して隣り合うシール部分８
a、８aの先端が互いに当接して空気流７をシールする。
なお、シール部分８aの高さhは５〜６mm、基端の幅dは
４〜５mm、先端の幅eは２〜３mm程度である。
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】ジェットエンジンにお
いて、ファン3がバードストライクなど何らかの原因で
シャンク３cの部分で破損し、ファンブレードアウトす
ることがある。その場合、プラットフォーム３bが回転
方向の後続のファンブレード３aに当たることになる
が、プラットフォーム３bが図４（Ｂ）に示すように、
側面が直線状であると、ブレードの前縁または後縁に当
たることになるので、後続のファンブレード３aの破損
を防ぐため、それらの縁部の厚さを厚くして補強しなけ
ればならず、重量が重くなるなどの問題がある。かかる
問題を解決し、安全性を高めるため、図５に示すよう
に、プラットフォームの側面をファンブレード３ａと同
一方向に曲げたカーブドインテグラルプラットフォーム
３eが提案されている。カーブドインテグラルプラット
フォーム３eはファンブレードアウトしたときに、プラ
ットフォーム３eがファンブレード３ａに当たる際、従
来のようにブレードのエッジに点接触するするのではな
く、ブレードの中間部に線接触になるので、ファンブレ
ード３ａに起こる衝撃が緩和され、ファンブレード３ａ
の損傷が少なくなる。
いて、ファン3がバードストライクなど何らかの原因で
シャンク３cの部分で破損し、ファンブレードアウトす
ることがある。その場合、プラットフォーム３bが回転
方向の後続のファンブレード３aに当たることになる
が、プラットフォーム３bが図４（Ｂ）に示すように、
側面が直線状であると、ブレードの前縁または後縁に当
たることになるので、後続のファンブレード３aの破損
を防ぐため、それらの縁部の厚さを厚くして補強しなけ
ればならず、重量が重くなるなどの問題がある。かかる
問題を解決し、安全性を高めるため、図５に示すよう
に、プラットフォームの側面をファンブレード３ａと同
一方向に曲げたカーブドインテグラルプラットフォーム
３eが提案されている。カーブドインテグラルプラット
フォーム３eはファンブレードアウトしたときに、プラ
ットフォーム３eがファンブレード３ａに当たる際、従
来のようにブレードのエッジに点接触するするのではな
く、ブレードの中間部に線接触になるので、ファンブレ
ード３ａに起こる衝撃が緩和され、ファンブレード３ａ
の損傷が少なくなる。
【０００７】カーブドインテグラルプラットフォーム３
eを有するファン３を組み立てる場合に、ファン3のダブ
テール３dをダブテール溝２a内をスライドさせて押し込
む際、押し込みの最終段階でカーブドインテグラルプラ
ットフォーム３e同志が互いに干渉する。そこで、図
５、図6に示すように、すでに組み立て終わった隣のフ
ァン３のダブテール３dをダブテール溝２a内に深く押し
込み、組み立てようとしているファン３のダブテール３
dをダブテール溝２a内で引き上げることにより、隣のプ
ラットフォーム３eの上面と、組み立てようとしている
ファン３のプラットフォーム３e下面との間で隙間を形
成しながらファン３を押し込む。その後、隣のファン3
も引き上げてスペーサ４を挿入して組み立てを完了す
る。
eを有するファン３を組み立てる場合に、ファン3のダブ
テール３dをダブテール溝２a内をスライドさせて押し込
む際、押し込みの最終段階でカーブドインテグラルプラ
ットフォーム３e同志が互いに干渉する。そこで、図
５、図6に示すように、すでに組み立て終わった隣のフ
ァン３のダブテール３dをダブテール溝２a内に深く押し
込み、組み立てようとしているファン３のダブテール３
dをダブテール溝２a内で引き上げることにより、隣のプ
ラットフォーム３eの上面と、組み立てようとしている
ファン３のプラットフォーム３e下面との間で隙間を形
成しながらファン３を押し込む。その後、隣のファン3
も引き上げてスペーサ４を挿入して組み立てを完了す
る。
【０００８】しかし、ファン3とディスク２の構造上の
制約から、組み立て時のプラットフォーム３eの上面と
組み立てようとするファン３のプラットフォーム３eの
下面との隙間はあまり大きくすることができず、シール
8の高さhも従来の５〜６mmであると、つかえてしまっ
て、ファン3の組み立てができない。つかえないような
高さhの許容値はせいぜい１．５〜３mmである。シール8
を従来構造のままで高さを低くすると、エンジンの回転
時の遠心力による横方向の変位が少なくなり、隣り合う
プラットフォーム３eのシール8の先端が互いに当接する
ことがなく、シール8の効果が著しく低下してしまう。
制約から、組み立て時のプラットフォーム３eの上面と
組み立てようとするファン３のプラットフォーム３eの
下面との隙間はあまり大きくすることができず、シール
8の高さhも従来の５〜６mmであると、つかえてしまっ
て、ファン3の組み立てができない。つかえないような
高さhの許容値はせいぜい１．５〜３mmである。シール8
を従来構造のままで高さを低くすると、エンジンの回転
時の遠心力による横方向の変位が少なくなり、隣り合う
プラットフォーム３eのシール8の先端が互いに当接する
ことがなく、シール8の効果が著しく低下してしまう。
【０００９】本発明は従来技術のかかる問題点に鑑み案
出されたもので、シールの構造を工夫することにより、
遠心力を受けたときの横方向の変形量を大きくして、カ
ーブドインテグラルプラットフォームを有するファンに
適用可能なジェットエンジンのファンプラットフォーム
のシールを提供することを目的とする。
出されたもので、シールの構造を工夫することにより、
遠心力を受けたときの横方向の変形量を大きくして、カ
ーブドインテグラルプラットフォームを有するファンに
適用可能なジェットエンジンのファンプラットフォーム
のシールを提供することを目的とする。
【００１０】
【課題を解決するための手段】上記目的を達成するため
本発明のジェットエンジンのファンプラットフォームの
シールは、ジェットエンジンのファンプラットフォーム
の下面に設けられ、隣り合うプラットフォーム間の周方
向の隙間を塞いで空気の漏れるのを防止するジェットエ
ンジンのファンプラットフォームのシールであって、該
シールは断面が伸縮可能な形状に形成され、一端はプラ
ットフォーム下面に固定され、他端はエンジン回転時に
隣接するプラットフォーム側に伸びて前記隙間を塞ぐよ
うになっている。
本発明のジェットエンジンのファンプラットフォームの
シールは、ジェットエンジンのファンプラットフォーム
の下面に設けられ、隣り合うプラットフォーム間の周方
向の隙間を塞いで空気の漏れるのを防止するジェットエ
ンジンのファンプラットフォームのシールであって、該
シールは断面が伸縮可能な形状に形成され、一端はプラ
ットフォーム下面に固定され、他端はエンジン回転時に
隣接するプラットフォーム側に伸びて前記隙間を塞ぐよ
うになっている。
【００１１】前記シールは断面がジグザグのアコーディ
オン状に形成されているのが好ましい。
オン状に形成されているのが好ましい。
【００１２】前記シールはプラットフォームの片側に設
けられていればよい。
けられていればよい。
【００１３】次に本発明の作用を説明する。シールは断
面が、たとえば、ジグザグのアコーディオン状に形成さ
れており、一端はプラットフォームの下面に接着されて
いるので、エンジンが回転すると遠心力により、ジグザ
グがプラットフォームの下面に押し付けられて押しつぶ
される。シールは押しつぶされることにより、ジグザグ
のピッチが大きくしなり、自由端が隣接するプラットフ
ォーム側に伸びて隣接するプラットフォームとの隙間を
塞ぐようになる。
面が、たとえば、ジグザグのアコーディオン状に形成さ
れており、一端はプラットフォームの下面に接着されて
いるので、エンジンが回転すると遠心力により、ジグザ
グがプラットフォームの下面に押し付けられて押しつぶ
される。シールは押しつぶされることにより、ジグザグ
のピッチが大きくしなり、自由端が隣接するプラットフ
ォーム側に伸びて隣接するプラットフォームとの隙間を
塞ぐようになる。
【００１４】
【発明の実施の形態】以下、本発明の一実施形態につい
て図面を参照しつつ説明する。図１は本発明のシールの
断面図であり、（A）エンジンの静止状態を示し、（B）
はエンジンの回転状態を示している。本図において、従
来例の説明のために使用した図２ないし図６と同一の部
分は同一の符号を付している。図において、３eはカー
ブドインテグラルプラットフォーム、１０はシリコンゴ
ム製のシールである。シール10はジェットエンジンのフ
ァン３のカーブドインテグラルプラットフォーム３eの
下面に設けられ、プラットフォーム３e間の周方向の隙
間ｃを塞いで、空気の漏れるのを防止するのに用いられ
る。このシール10は、断面が図のようにジグザグのアコ
ーディオン状にに形成され、一端（図では左端）はプラ
ットフォーム３eの下面に接着され、他端（図では右
端）は自由端１０aになっている。エンジンの静止時に
は、シール10は遠心力を受けていないので、図1（A）に
示すように、原形を保って縮んでいる。その状態では自
由端１０ａの位置は、プラットフォーム３eの右端と面
一もしくは引き込んでおり、高さhは高い状態である。
て図面を参照しつつ説明する。図１は本発明のシールの
断面図であり、（A）エンジンの静止状態を示し、（B）
はエンジンの回転状態を示している。本図において、従
来例の説明のために使用した図２ないし図６と同一の部
分は同一の符号を付している。図において、３eはカー
ブドインテグラルプラットフォーム、１０はシリコンゴ
ム製のシールである。シール10はジェットエンジンのフ
ァン３のカーブドインテグラルプラットフォーム３eの
下面に設けられ、プラットフォーム３e間の周方向の隙
間ｃを塞いで、空気の漏れるのを防止するのに用いられ
る。このシール10は、断面が図のようにジグザグのアコ
ーディオン状にに形成され、一端（図では左端）はプラ
ットフォーム３eの下面に接着され、他端（図では右
端）は自由端１０aになっている。エンジンの静止時に
は、シール10は遠心力を受けていないので、図1（A）に
示すように、原形を保って縮んでいる。その状態では自
由端１０ａの位置は、プラットフォーム３eの右端と面
一もしくは引き込んでおり、高さhは高い状態である。
【００１５】エンジンが回転すると、図1（B）に示すよ
うに、遠心力が矢印１１の方向に働き、シール１０は遠
心力を受けて、ジグザグがプラットフォーム３eの下面
に押し付けられて押しつぶされる。シール10は押しつぶ
されることによりジグザグのピッチが大きくなり、自由
端１０aが矢印12に示す方向に伸びて、隣接するプラッ
トフォーム３eとの隙間ｃを塞ぐようになる。
うに、遠心力が矢印１１の方向に働き、シール１０は遠
心力を受けて、ジグザグがプラットフォーム３eの下面
に押し付けられて押しつぶされる。シール10は押しつぶ
されることによりジグザグのピッチが大きくなり、自由
端１０aが矢印12に示す方向に伸びて、隣接するプラッ
トフォーム３eとの隙間ｃを塞ぐようになる。
【００１６】次に本実施形態の作用を説明する。本発明
のシール10は、断面がジグザグのアコーディオン状に形
成されているので、エンジンの回転により遠心力を受け
たときの自由端の伸びの量が大きい。そのため、本発明
のシール10は、従来のシール8のようにプラットフォー
ム３bの両側に設けて、遠心力を受けるとお互いの先端
同士が当接するのと異なり、プラットフォーム３eの片
側に設ければよい。したがって、シール10を取り付ける
ための手間が省けるとともに、ファン3を組み立てると
き、たとえば、図1（Ａ）に示す左側のファンAを先に組
み立て、次に右側のファンBを組み立てる場合に、シー
ル10は邪魔にならないので、シール10の高さhを十分取
ることができる。ただし、最後のファン３を組み立てる
ときには、両側にプラットフォーム３eがあるので、シ
ール10は邪魔になり、高さhは組み立てようとするファ
ン3のプラットフォーム３eの下面と隣のプラットフォー
ム３cの上面との間の１．５〜３mmの隙間よりも小さく
しなければならない。
のシール10は、断面がジグザグのアコーディオン状に形
成されているので、エンジンの回転により遠心力を受け
たときの自由端の伸びの量が大きい。そのため、本発明
のシール10は、従来のシール8のようにプラットフォー
ム３bの両側に設けて、遠心力を受けるとお互いの先端
同士が当接するのと異なり、プラットフォーム３eの片
側に設ければよい。したがって、シール10を取り付ける
ための手間が省けるとともに、ファン3を組み立てると
き、たとえば、図1（Ａ）に示す左側のファンAを先に組
み立て、次に右側のファンBを組み立てる場合に、シー
ル10は邪魔にならないので、シール10の高さhを十分取
ることができる。ただし、最後のファン３を組み立てる
ときには、両側にプラットフォーム３eがあるので、シ
ール10は邪魔になり、高さhは組み立てようとするファ
ン3のプラットフォーム３eの下面と隣のプラットフォー
ム３cの上面との間の１．５〜３mmの隙間よりも小さく
しなければならない。
【００１７】本発明は、以上述べた実施形態に限定され
るものではなく、本発明の要旨を逸脱しない範囲で種々
の変更が可能である。たとえば、図1ではシール10のジ
グザグは3個の山を有するものにして示したが、山の数
はこれより少なくても多くてもよい。シール10の材質も
シリコンゴム製に限らず、ゴム状の弾性をもつものであ
れば、他の材質のものでもよい。また、山の形状が丸み
を帯びていてシール１０の断面形状が波形であってもよ
い。
るものではなく、本発明の要旨を逸脱しない範囲で種々
の変更が可能である。たとえば、図1ではシール10のジ
グザグは3個の山を有するものにして示したが、山の数
はこれより少なくても多くてもよい。シール10の材質も
シリコンゴム製に限らず、ゴム状の弾性をもつものであ
れば、他の材質のものでもよい。また、山の形状が丸み
を帯びていてシール１０の断面形状が波形であってもよ
い。
【００１８】
【発明の効果】以上述べたように、本発明のジェットエ
ンジンのファンプラットフォームのシールは断面がジグ
ザグのアコーディオン状に形成されていて、遠心力を受
けたときの自由端の伸びが大きく、プラットフォームの
片側に設ければよいので、取り付けの手間が省けるとと
もに、ファンの組み立てが容易にできるなどの優れた効
果を有する。
ンジンのファンプラットフォームのシールは断面がジグ
ザグのアコーディオン状に形成されていて、遠心力を受
けたときの自由端の伸びが大きく、プラットフォームの
片側に設ければよいので、取り付けの手間が省けるとと
もに、ファンの組み立てが容易にできるなどの優れた効
果を有する。
【図１】本発明のジェットエンジンのファンプラットフ
ォームのシールの断面図であり、（Ａ）はエンジンの静
止状態、（Ｂ）はエンジンの回転状態を示している。
ォームのシールの断面図であり、（Ａ）はエンジンの静
止状態、（Ｂ）はエンジンの回転状態を示している。
【図２】ジェットエンジンの部分断面図である。
【図３】ファンの側面図である。
【図４】従来のシールの図であり、（Ａ）は側面図、
（Ｂ）は底面図、（Ｃ）は図3のＡ―Ａ矢視図である。
（Ｂ）は底面図、（Ｃ）は図3のＡ―Ａ矢視図である。
【図５】カーブドインテグラルプラットフォームを有す
るファンの正面図である。
るファンの正面図である。
【図６】ファンの根元の部分の拡大図であり、背面図で
ある。
ある。
３ ファン
３e カーブドインテグラルプラットフォーム
１０ シール
ｃ 隙間
Claims (3)
- 【請求項１】 ジェットエンジンのファンプラットフォ
ームの下面に設けられ、隣り合うプラットフォーム間の
周方向の隙間を塞いで空気の漏れるのを防止するジェッ
トエンジンのファンプラットフォームのシールであっ
て、該シールは断面が伸縮可能な形状に形成され、一端
はプラットフォーム下面に固定され、他端はエンジン回
転時に隣接するプラットフォーム側に伸びて前記隙間を
塞ぐようになっていることを特徴とするジェットエンジ
ンのファンプラットフォームのシール。 - 【請求項２】 前記シールは断面がジグザグのアコーデ
ィオン状に形成されている請求項1記載のジェットエン
ジンのファンプラットフォームのシール。 - 【請求項３】 前記シールはプラットフォームの片側に
設けられている請求項1または請求項2記載のジェットエ
ンジンのファンプラットフォームのシール。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2001210550A JP4748345B2 (ja) | 2001-07-11 | 2001-07-11 | ジェットエンジンのファンプラットフォームのシール |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2001210550A JP4748345B2 (ja) | 2001-07-11 | 2001-07-11 | ジェットエンジンのファンプラットフォームのシール |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2003020995A true JP2003020995A (ja) | 2003-01-24 |
| JP4748345B2 JP4748345B2 (ja) | 2011-08-17 |
Family
ID=19046006
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2001210550A Expired - Lifetime JP4748345B2 (ja) | 2001-07-11 | 2001-07-11 | ジェットエンジンのファンプラットフォームのシール |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP4748345B2 (ja) |
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US8905716B2 (en) | 2012-05-31 | 2014-12-09 | United Technologies Corporation | Ladder seal system for gas turbine engines |
| JP2018502241A (ja) * | 2014-10-30 | 2018-01-25 | サフラン・エアクラフト・エンジンズ | 補強材を有するプラットフォームを含む複合翼 |
| US20180187559A1 (en) * | 2017-01-03 | 2018-07-05 | United Technologies Corporation | Blade platform with damper restraint |
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| US10662784B2 (en) | 2016-11-28 | 2020-05-26 | Raytheon Technologies Corporation | Damper with varying thickness for a blade |
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