JP2003028096A - 圧縮機可変翼の支持装置 - Google Patents
圧縮機可変翼の支持装置Info
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- JP2003028096A JP2003028096A JP2001218325A JP2001218325A JP2003028096A JP 2003028096 A JP2003028096 A JP 2003028096A JP 2001218325 A JP2001218325 A JP 2001218325A JP 2001218325 A JP2001218325 A JP 2001218325A JP 2003028096 A JP2003028096 A JP 2003028096A
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Abstract
(57)【要約】
【課題】 高比強度材からなる圧縮機可変翼を、取付け
性良好に、かつ、取付け信頼性良好に支持可能な圧縮機
可変翼の支持装置を提供するものである。 【解決手段】 本発明に係る圧縮機可変翼の支持装置
は、筒状の圧縮機ケーシング６０の内壁に周方向に沿っ
て取り付けた圧縮機可変翼１０の軸端部１１を操作レバ
ー５１に連結して翼角調整を行うための圧縮機可変翼の
支持装置において、上記圧縮機可変翼１０の軸端部１１
に、延性材からなるキャップ部材１２を結合し、そのキ
ャップ部材１２に、上記操作レバー５１をナット４８で
連結するためのネジ部１４を形成したものである。
性良好に、かつ、取付け信頼性良好に支持可能な圧縮機
可変翼の支持装置を提供するものである。 【解決手段】 本発明に係る圧縮機可変翼の支持装置
は、筒状の圧縮機ケーシング６０の内壁に周方向に沿っ
て取り付けた圧縮機可変翼１０の軸端部１１を操作レバ
ー５１に連結して翼角調整を行うための圧縮機可変翼の
支持装置において、上記圧縮機可変翼１０の軸端部１１
に、延性材からなるキャップ部材１２を結合し、そのキ
ャップ部材１２に、上記操作レバー５１をナット４８で
連結するためのネジ部１４を形成したものである。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、圧縮機可変翼の支
持装置に係り、特に、高比強度材からなる圧縮機可変翼
の支持装置に関するものである。
持装置に係り、特に、高比強度材からなる圧縮機可変翼
の支持装置に関するものである。
【０００２】
【従来の技術】民間航空機用のジェットエンジンとし
て、例えば、高バイパス比ターボファンエンジンなどが
用いられている。その概略を図３に示すように、上流側
（図３中では左側）より順に、ファン３１、圧縮機３
２、燃焼器３３、タービン３４が配列されている。
て、例えば、高バイパス比ターボファンエンジンなどが
用いられている。その概略を図３に示すように、上流側
（図３中では左側）より順に、ファン３１、圧縮機３
２、燃焼器３３、タービン３４が配列されている。
【０００３】タービン３４におけるファン駆動用タービ
ン３４ａにより駆動されるファン３１が回転すること
で、空気取入口３５から空気を取り入れ、その空気の大
部分をバイパスダクト３６から噴出させて推進力とし、
残り空気を圧縮機駆動用タービン３４ｂにより駆動され
る圧縮機３２で圧縮し、燃焼器３３において圧縮空気と
共に燃料を燃焼させ、高速燃焼空気流によりタービン３
４ａ，３４ｂを回転駆動するようにしている。
ン３４ａにより駆動されるファン３１が回転すること
で、空気取入口３５から空気を取り入れ、その空気の大
部分をバイパスダクト３６から噴出させて推進力とし、
残り空気を圧縮機駆動用タービン３４ｂにより駆動され
る圧縮機３２で圧縮し、燃焼器３３において圧縮空気と
共に燃料を燃焼させ、高速燃焼空気流によりタービン３
４ａ，３４ｂを回転駆動するようにしている。
【０００４】図３に示したような高バイパス比ターボフ
ァンエンジン３０などでは、圧縮機３２の不安定作動
（サージ）を防止し、圧縮機３２が安定して駆動すべ
く、筒状の圧縮機ケーシング６０の内壁に周方向に沿っ
て取付けられた静翼４０に、ＶＳＶ（Variable Stator
Vane）機構と称する可変機構などを設けることが必須要
件となっている。
ァンエンジン３０などでは、圧縮機３２の不安定作動
（サージ）を防止し、圧縮機３２が安定して駆動すべ
く、筒状の圧縮機ケーシング６０の内壁に周方向に沿っ
て取付けられた静翼４０に、ＶＳＶ（Variable Stator
Vane）機構と称する可変機構などを設けることが必須要
件となっている。
【０００５】ＶＳＶ機構は、図４に示すように、筒状の
圧縮機ケーシング６０の内壁に周方向に沿って、かつ、
径方向外方（図４中では上方）に突出して設けられたス
リーブ６１内にブッシュ４５を介して圧縮機可変翼４０
のスピンドル（支持軸（軸端部））４１を挿通し、その
スピンドル４１のスリーブ６１からの突出部分に、ワッ
シャ４６，４７及びナット４８からなる螺合部材４９を
用いて操作レバー（ベーンレバー）５１を連結固定し、
この操作レバー５１に駆動リング５３が連結されてい
る。ここで、可変翼４０のスピンドル４１は、可変翼４
０側から順に基端部４２、係合部４３、及びネジ部４４
を有している。
圧縮機ケーシング６０の内壁に周方向に沿って、かつ、
径方向外方（図４中では上方）に突出して設けられたス
リーブ６１内にブッシュ４５を介して圧縮機可変翼４０
のスピンドル（支持軸（軸端部））４１を挿通し、その
スピンドル４１のスリーブ６１からの突出部分に、ワッ
シャ４６，４７及びナット４８からなる螺合部材４９を
用いて操作レバー（ベーンレバー）５１を連結固定し、
この操作レバー５１に駆動リング５３が連結されてい
る。ここで、可変翼４０のスピンドル４１は、可変翼４
０側から順に基端部４２、係合部４３、及びネジ部４４
を有している。
【０００６】この駆動リング５３を周方向（図４中では
図面に垂直な方向）に回動させることにより、操作レバ
ー５１を介して可変翼４０が長軸を中心に回動し、その
翼角が調整自在となる。
図面に垂直な方向）に回動させることにより、操作レバ
ー５１を介して可変翼４０が長軸を中心に回動し、その
翼角が調整自在となる。
【０００７】
【発明が解決しようとする課題】近年、可変翼４０の構
成材として高比強度材（例えば、ＴｉＡｌ金属間化合物
やセラミックスなど）を採用し、可変翼４０の更なる軽
量化、延いてはジェットエンジン全体の軽量化を図るこ
とが検討されている。
成材として高比強度材（例えば、ＴｉＡｌ金属間化合物
やセラミックスなど）を採用し、可変翼４０の更なる軽
量化、延いてはジェットエンジン全体の軽量化を図るこ
とが検討されている。
【０００８】ところが、従来の可変翼４０は、スピンド
ル４１の係合部４３に操作レバーを契合させると共に、
ネジ部４４にナット４８を螺合させることにより、スピ
ンドル４１と操作レバー５１を、即ち可変翼４０と操作
レバー５１を連結固定している。このため、可変翼４０
を高比強度材で形成した場合、高比強度材は非常に脆い
材料であることから、設計トルク以下のトルクで締付け
を行っても、ネジ部４４が折損するおそれがあった。そ
の結果、可変翼４０の取付け性及び可変翼４０の取付け
信頼性の低下を招いていた。
ル４１の係合部４３に操作レバーを契合させると共に、
ネジ部４４にナット４８を螺合させることにより、スピ
ンドル４１と操作レバー５１を、即ち可変翼４０と操作
レバー５１を連結固定している。このため、可変翼４０
を高比強度材で形成した場合、高比強度材は非常に脆い
材料であることから、設計トルク以下のトルクで締付け
を行っても、ネジ部４４が折損するおそれがあった。そ
の結果、可変翼４０の取付け性及び可変翼４０の取付け
信頼性の低下を招いていた。
【０００９】以上の事情を考慮して創案された本発明の
目的は、高比強度材からなる圧縮機可変翼を、取付け性
良好に、かつ、取付け信頼性良好に支持可能な圧縮機可
変翼の支持装置を提供することにある。
目的は、高比強度材からなる圧縮機可変翼を、取付け性
良好に、かつ、取付け信頼性良好に支持可能な圧縮機可
変翼の支持装置を提供することにある。
【００１０】
【課題を解決するための手段】上記目的を達成すべく本
発明に係る圧縮機可変翼の支持装置は、筒状の圧縮機ケ
ーシング内壁に周方向に沿って取り付けた圧縮機可変翼
の軸端部を操作レバーに連結して翼角調整を行うための
圧縮機可変翼の支持装置において、上記圧縮機可変翼の
軸端部に、延性材からなるキャップ部材を結合し、その
キャップ部材に、上記操作レバーをナットで連結するた
めのネジ部を形成したものである。
発明に係る圧縮機可変翼の支持装置は、筒状の圧縮機ケ
ーシング内壁に周方向に沿って取り付けた圧縮機可変翼
の軸端部を操作レバーに連結して翼角調整を行うための
圧縮機可変翼の支持装置において、上記圧縮機可変翼の
軸端部に、延性材からなるキャップ部材を結合し、その
キャップ部材に、上記操作レバーをナットで連結するた
めのネジ部を形成したものである。
【００１１】以上の構成によれば、圧縮機可変翼の軸端
部に、延性材からなるキャップ部材を結合し、そのキャ
ップ部材と操作レバーをナットで連結するため、高比強
度材からなる圧縮機可変翼を、取付け性良好に、かつ、
取付け信頼性良好に支持することができる。
部に、延性材からなるキャップ部材を結合し、そのキャ
ップ部材と操作レバーをナットで連結するため、高比強
度材からなる圧縮機可変翼を、取付け性良好に、かつ、
取付け信頼性良好に支持することができる。
【００１２】また、軸端部にキャップ部材を嵌合し、そ
の軸端部とキャップ部材に形成したピン穴にピンを挿入
して軸端部とキャップ部材を結合することが好ましい。
の軸端部とキャップ部材に形成したピン穴にピンを挿入
して軸端部とキャップ部材を結合することが好ましい。
【００１３】さらに、キャップ部材に、操作レバーの係
合穴に係合する係合部を形成し、その係合部の先端にネ
ジ部を形成し、操作レバーを係合部に嵌合した後、ネジ
部にナットを螺合して圧縮機可変翼に操作レバーを連結
することが好ましい。
合穴に係合する係合部を形成し、その係合部の先端にネ
ジ部を形成し、操作レバーを係合部に嵌合した後、ネジ
部にナットを螺合して圧縮機可変翼に操作レバーを連結
することが好ましい。
【００１４】また、圧縮機可変翼が、ＴｉＡｌ金属間化
合物で形成され、キャップ部材が、Ｔｉ合金で形成され
ることが好ましい。
合物で形成され、キャップ部材が、Ｔｉ合金で形成され
ることが好ましい。
【００１５】
【発明の実施の形態】以下、本発明の好適一実施の形態
を添付図面に基いて説明する。
を添付図面に基いて説明する。
【００１６】本発明に係る圧縮機可変翼の支持装置の取
付け状態の一形態を示す概略図を図１に、本発明に係る
圧縮機可変翼の支持装置の一形態を示す全体図を図２に
示す。ここで、図３，図４と同様の部材には同じ符号を
付している。
付け状態の一形態を示す概略図を図１に、本発明に係る
圧縮機可変翼の支持装置の一形態を示す全体図を図２に
示す。ここで、図３，図４と同様の部材には同じ符号を
付している。
【００１７】図１，図２に示すように、本実施の形態に
係る圧縮機可変翼の支持装置は、圧縮機可変翼１０、圧
縮機可変翼１０のスピンドル１１に結合されるキャップ
部材１２、キャップ部材１２に連結される操作手段５
０、及びキャップ部材１２と操作手段５０を連結する螺
合部材４９で構成される。
係る圧縮機可変翼の支持装置は、圧縮機可変翼１０、圧
縮機可変翼１０のスピンドル１１に結合されるキャップ
部材１２、キャップ部材１２に連結される操作手段５
０、及びキャップ部材１２と操作手段５０を連結する螺
合部材４９で構成される。
【００１８】延性材からなるキャップ部材１２は、圧縮
機可変翼１０のスピンドル１１に嵌合されるものであ
り、スピンドル１１とキャップ部材１２にそれぞれ形成
したピン穴１５，１６にピン１７を挿入することで、ス
ピンドル１１とキャップ部材１２が結合される。また、
キャップ部材１２には、可変翼１０側から順に係合部１
３とネジ部１４が形成されており、係合部１３は後述す
る操作レバー５１の係合穴５２との連結固定性を考慮し
て、その横断面が矩形状、多角形状に形成される。
機可変翼１０のスピンドル１１に嵌合されるものであ
り、スピンドル１１とキャップ部材１２にそれぞれ形成
したピン穴１５，１６にピン１７を挿入することで、ス
ピンドル１１とキャップ部材１２が結合される。また、
キャップ部材１２には、可変翼１０側から順に係合部１
３とネジ部１４が形成されており、係合部１３は後述す
る操作レバー５１の係合穴５２との連結固定性を考慮し
て、その横断面が矩形状、多角形状に形成される。
【００１９】操作手段５０は、主に、操作レバー５１と
駆動リング５３で構成され、操作レバー５１の一端（図
２中では左端）に形成された係合穴５２がキャップ部材
１２の係合部１３に係合され、また、操作レバー５１の
他端（図２中では右端）に駆動リング５３が連結され
る。
駆動リング５３で構成され、操作レバー５１の一端（図
２中では左端）に形成された係合穴５２がキャップ部材
１２の係合部１３に係合され、また、操作レバー５１の
他端（図２中では右端）に駆動リング５３が連結され
る。
【００２０】螺合部材４９は、ワッシャ４６，４７及び
ナット４８からなるものであり、これによって、スリー
ブ６１、キャップ部材１２、及び操作手段５０が連結さ
れる。
ナット４８からなるものであり、これによって、スリー
ブ６１、キャップ部材１２、及び操作手段５０が連結さ
れる。
【００２１】ここで、圧縮機可変翼１０は高比強度材
（低靭性で難削性）で形成されるものであり、例えば、
ＴｉＡｌ金属間化合物、セラミックスなどが挙げられ
る。
（低靭性で難削性）で形成されるものであり、例えば、
ＴｉＡｌ金属間化合物、セラミックスなどが挙げられ
る。
【００２２】キャップ部材１２は延性材、好ましくは切
削加工性が良好又は比較的良好で、かつ、靭性が良好な
材料で形成されるものであり、例えば、Ｔｉ合金（α型
合金、準α合金（Near α Alloy）、α＋β型合金、β
型合金）、ステンレス鋼、Ａｌ合金等が挙げられる。
削加工性が良好又は比較的良好で、かつ、靭性が良好な
材料で形成されるものであり、例えば、Ｔｉ合金（α型
合金、準α合金（Near α Alloy）、α＋β型合金、β
型合金）、ステンレス鋼、Ａｌ合金等が挙げられる。
【００２３】ピン１７の構成材は特に限定するものでは
ないが、可変翼１０とキャップ部材１２の連結性（一体
性）を考慮すると、キャップ部材１２と同じ材料で構成
することが好ましい。
ないが、可変翼１０とキャップ部材１２の連結性（一体
性）を考慮すると、キャップ部材１２と同じ材料で構成
することが好ましい。
【００２４】次に、本実施の形態の作用を説明する。
【００２５】ピン１７により圧縮機可変翼１０のスピン
ドル１１にキャップ部材１２を結合させ、そのキャップ
部材１２と結合した圧縮機可変翼１０を、筒状の圧縮機
ケーシング６０の内壁に周方向に沿って、かつ、径方向
外方（図２中では上方）に突出して設けられたスリーブ
６１内にブッシュ４５を介して挿通する。ブッシュ４５
は、スピンドル１１及びキャップ部材１２と嵌合されて
おり、スリーブ６１内で回動自在となっている。また、
キャップ部材１２の係合部１３及びネジ部１４が、スリ
ーブ６１から突出するよう、キャップ部材１２及びスリ
ーブ６１の長さを予め調整しておく。
ドル１１にキャップ部材１２を結合させ、そのキャップ
部材１２と結合した圧縮機可変翼１０を、筒状の圧縮機
ケーシング６０の内壁に周方向に沿って、かつ、径方向
外方（図２中では上方）に突出して設けられたスリーブ
６１内にブッシュ４５を介して挿通する。ブッシュ４５
は、スピンドル１１及びキャップ部材１２と嵌合されて
おり、スリーブ６１内で回動自在となっている。また、
キャップ部材１２の係合部１３及びネジ部１４が、スリ
ーブ６１から突出するよう、キャップ部材１２及びスリ
ーブ６１の長さを予め調整しておく。
【００２６】このキャップ部材１２の係合部１３に、順
にワッシャ４６、操作レバー５１の係合穴５２、及びワ
ッシャ４７を嵌合・係合させた後、キャップ部材１２の
ネジ部１４にナット４８を螺合させて締付けることで、
スリーブ６１、キャップ部材１２、及び操作手段５０が
連結され、本発明に係る圧縮機可変翼の支持装置が構成
される。
にワッシャ４６、操作レバー５１の係合穴５２、及びワ
ッシャ４７を嵌合・係合させた後、キャップ部材１２の
ネジ部１４にナット４８を螺合させて締付けることで、
スリーブ６１、キャップ部材１２、及び操作手段５０が
連結され、本発明に係る圧縮機可変翼の支持装置が構成
される。
【００２７】本実施の形態に係る支持装置における操作
手段５０の駆動リング５３を、周方向（図２中では図面
に垂直な方向）に回動させることにより、操作レバー５
１を介して可変翼１０が長軸を中心に回動し、その翼角
を自在に調整することができる。また、この支持装置
を、図３に示した高バイパス比ターボファンエンジン３
０に適用することで、圧縮機３２の不安定作動（サー
ジ）を防止することができ、圧縮機３２を安定して駆動
することができる。
手段５０の駆動リング５３を、周方向（図２中では図面
に垂直な方向）に回動させることにより、操作レバー５
１を介して可変翼１０が長軸を中心に回動し、その翼角
を自在に調整することができる。また、この支持装置
を、図３に示した高バイパス比ターボファンエンジン３
０に適用することで、圧縮機３２の不安定作動（サー
ジ）を防止することができ、圧縮機３２を安定して駆動
することができる。
【００２８】本実施の形態に係る圧縮機可変翼の支持装
置においては、可変翼１０のスピンドル１１に延性材か
らなるキャップ部材１２を結合し、このキャップ部材１
２にネジ部１４を形成している。つまり、難削材である
可変翼１０のスピンドル１１にネジ部を形成する必要が
ない。このため、可変翼１０のスピンドル１１に対して
ネジ部を形成する場合と比較して、ネジ部１４の形成が
非常に容易であり、ネジ部の形成コストの低減を図るこ
とができる。
置においては、可変翼１０のスピンドル１１に延性材か
らなるキャップ部材１２を結合し、このキャップ部材１
２にネジ部１４を形成している。つまり、難削材である
可変翼１０のスピンドル１１にネジ部を形成する必要が
ない。このため、可変翼１０のスピンドル１１に対して
ネジ部を形成する場合と比較して、ネジ部１４の形成が
非常に容易であり、ネジ部の形成コストの低減を図るこ
とができる。
【００２９】また、キャップ部材１２のネジ部１４にナ
ット４８を螺合させて、キャップ部材１２と操作レバー
５１を連結する際、設計トルク又はその近傍のトルクで
締付けても、延性材からなるキャップ部材１２のネジ部
１４が折損するおそれはない。このため、可変翼１０の
取付け性及び可変翼１０の取付け信頼性が良好となる。
ット４８を螺合させて、キャップ部材１２と操作レバー
５１を連結する際、設計トルク又はその近傍のトルクで
締付けても、延性材からなるキャップ部材１２のネジ部
１４が折損するおそれはない。このため、可変翼１０の
取付け性及び可変翼１０の取付け信頼性が良好となる。
【００３０】さらに、本実施の形態においては、圧縮機
可変翼の支持装置を高バイパス比ターボファンエンジン
に用いる場合について説明を行ったが、適用範囲はこれ
に限定するものではなく、例えば、圧縮機可変翼を備え
た全てのジェットエンジン、ガスタービンなどに対して
適用可能である。
可変翼の支持装置を高バイパス比ターボファンエンジン
に用いる場合について説明を行ったが、適用範囲はこれ
に限定するものではなく、例えば、圧縮機可変翼を備え
た全てのジェットエンジン、ガスタービンなどに対して
適用可能である。
【００３１】以上、本発明の実施の形態は、上述した実
施の形態に限定されるものではなく、他にも種々のもの
が想定されることは言うまでもない。
施の形態に限定されるものではなく、他にも種々のもの
が想定されることは言うまでもない。
【００３２】
【発明の効果】以上要するに本発明によれば、圧縮機可
変翼の軸端部に、延性材からなるキャップ部材を結合
し、そのキャップ部材と操作レバーをナットで連結する
ため、高比強度材からなる圧縮機可変翼を、取付け性良
好に、かつ、取付け信頼性良好に支持することができる
という優れた効果を発揮する。
変翼の軸端部に、延性材からなるキャップ部材を結合
し、そのキャップ部材と操作レバーをナットで連結する
ため、高比強度材からなる圧縮機可変翼を、取付け性良
好に、かつ、取付け信頼性良好に支持することができる
という優れた効果を発揮する。
【図１】本発明に係る圧縮機可変翼の支持装置の取付け
状態の一形態を示す概略図である。
状態の一形態を示す概略図である。
【図２】本発明に係る圧縮機可変翼の支持装置の一形態
を示す全体図である。
を示す全体図である。
【図３】高バイパス比ターボファンエンジンの断面概略
図である。
図である。
【図４】従来の圧縮機可変翼の支持装置の全体図であ
る。
る。
１０ 圧縮機可変翼
１１ スピンドル（軸端部）
１２ キャップ部材
１３ 係合部（スピンドル）
１４ ネジ部（スピンドル）
１５，１６ ピン穴
１７ ピン
４８ ナット
５１ 操作レバー
５２ 係合穴（操作レバー）
６０ 圧縮機ケーシング
Claims (4)
- 【請求項１】 筒状の圧縮機ケーシング内壁に周方向に
沿って取り付けた圧縮機可変翼の軸端部を操作レバーに
連結して翼角調整を行うための圧縮機可変翼の支持装置
において、上記圧縮機可変翼の軸端部に、延性材からな
るキャップ部材を結合し、そのキャップ部材に、上記操
作レバーをナットで連結するためのネジ部を形成したこ
とを特徴とする圧縮機可変翼の支持装置。 - 【請求項２】 軸端部にキャップ部材を嵌合し、その軸
端部とキャップ部材に形成したピン穴にピンを挿入して
軸端部とキャップ部材を結合した請求項１記載の圧縮機
可変翼の支持装置。 - 【請求項３】 キャップ部材に、操作レバーの係合穴に
係合する係合部を形成し、その係合部の先端にネジ部を
形成し、操作レバーを係合部に嵌合した後、ネジ部にナ
ットを螺合して圧縮機可変翼に操作レバーを連結した請
求項１又は２記載の圧縮機可変翼の支持装置。 - 【請求項４】 圧縮機可変翼が、ＴｉＡｌ金属間化合物
で形成され、キャップ部材が、Ｔｉ合金で形成される請
求項１から３いずれかに記載の圧縮機可変翼の支持装
置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2001218325A JP4834931B2 (ja) | 2001-07-18 | 2001-07-18 | 圧縮機可変翼の支持装置 |
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| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2001218325A JP4834931B2 (ja) | 2001-07-18 | 2001-07-18 | 圧縮機可変翼の支持装置 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2003028096A true JP2003028096A (ja) | 2003-01-29 |
| JP4834931B2 JP4834931B2 (ja) | 2011-12-14 |
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ID=19052517
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| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2001218325A Expired - Fee Related JP4834931B2 (ja) | 2001-07-18 | 2001-07-18 | 圧縮機可変翼の支持装置 |
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|---|---|
| JP (1) | JP4834931B2 (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2012072763A (ja) * | 2010-09-28 | 2012-04-12 | General Electric Co <Ge> | タービン圧縮機用の可変静翼集成体 |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS4939701Y1 (ja) * | 1971-11-30 | 1974-10-31 | ||
| JPS6385202A (ja) * | 1986-09-26 | 1988-04-15 | Toshiba Corp | 軸流流体機械の翼 |
| JPH07208105A (ja) * | 1994-01-18 | 1995-08-08 | Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd | チタンアルミ合金製鍛造部品とその製造方法 |
| JP2000320498A (ja) * | 1999-05-12 | 2000-11-21 | Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd | 圧縮機可変翼の支持装置 |
-
2001
- 2001-07-18 JP JP2001218325A patent/JP4834931B2/ja not_active Expired - Fee Related
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS4939701Y1 (ja) * | 1971-11-30 | 1974-10-31 | ||
| JPS6385202A (ja) * | 1986-09-26 | 1988-04-15 | Toshiba Corp | 軸流流体機械の翼 |
| JPH07208105A (ja) * | 1994-01-18 | 1995-08-08 | Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd | チタンアルミ合金製鍛造部品とその製造方法 |
| JP2000320498A (ja) * | 1999-05-12 | 2000-11-21 | Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd | 圧縮機可変翼の支持装置 |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2012072763A (ja) * | 2010-09-28 | 2012-04-12 | General Electric Co <Ge> | タービン圧縮機用の可変静翼集成体 |
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