JP2004011638A - ガスタービンエンジンのボルト留めフランジ用の構造カバー - Google Patents
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Abstract
【解決手段】この方法は、一体に形成されたウィンデージカバー部(70)とシールフランジ部(72)とを備えるトロイダル状本体(52)を形成する段階と、トロイダル状本体の前側面(58)からトロイダル状本体の後側面(60)まで延びる複数の留め具用孔(196)を、本体がガスタービンエンジン内部に取り付けられたときに、ウィンデージカバー部が留め具用孔をガス流路から遮蔽することができるように形成する段階とを含む。
【選択図】 図2
Description
【発明が属する技術分野】
本発明は、一般的にガスタービンエンジンに関し、より具体的には、ガスタービンエンジンのボルト留めフランジと共に用いられる構造カバーに関する。
【0002】
【従来の技術】
少なくとも一部の公知のガスタービンエンジンは、エンジンに流入する空気流を加圧する高圧圧縮機と、燃料及び空気の混合気を燃焼させる燃焼器と、該燃焼器から流出する空気流から回転エネルギーを取り出す複数のロータブレードを備えるタービンとを直列の流れ配置の状態で有するコアエンジンを含む。
【0003】
多くの場合、ガス流路内部の構成部品は、ボルト留めフランジを用いて互いに結合される。ガス流路内部の空気の速度故に、ボルト留めフランジ内の露出した留め具は、ボルト留めフランジの下流の流路内で望ましくない流れ破壊を生じる場合がある。ウィンデージとして一般的に知られているこのような流れ破壊は、エンジン性能に悪影響を及ぼす可能性がある。
【0004】
【発明が解決しようとする課題】
露出した留め具により生じるウィンデージを排除することができるようにするために、少なくとも一部の公知のボルト留めフランジでは、ガス流路に留め具が露出するのを最小限にすることができるように留め具の頭部又はナットを覆って延びる別個のウィンデージカバーが設けられている。しかしながら、カバーの厚さのために、カバーが設けられていないボルト留めフランジと比較して、より長い留め具及び追加の位置合わせフランジを用いなければならない。そのため、このようなカバーを取り付けると、全体的な製造組み立て時間、部品数、エンジン重量、及び全体的な製造コストを増大させることになる。
【0005】
【課題を解決するための手段】
本発明の1つの形態では、ガスタービンエンジン用の構造カバーを製作する方法が提供される。該方法は、一体に形成されたウィンデージカバー部とシールフランジ部とを備えるトロイダル状本体を形成する段階と、トロイダル状本体の前側面から該トロイダル状本体の後側面まで延びる複数の留め具用孔を、本体がガスタービンエンジン内部に取り付けられたときにウィンデージカバー部が留め具用孔をガス流路から遮蔽することができるように形成する段階とを含む。
【0006】
本発明の別の形態では、ガスタービンエンジン用の構造カバーが提供される。該カバーは、一体に形成されたウィンデージカバー部と、シールフランジ部と、それを貫通して延びる少なくとも1つの留め具用孔とを備えるトロイダル状本体を含み、ウィンデージカバー部は、留め具をガス流路から遮蔽するためのものである。
【0007】
本発明の更に別の形態では、トロイダル状構造カバーを含むガスタービンが提供される。該カバーは、一体に形成されたウィンデージカバー部と、シールフランジ部と、それを貫通して延びる複数の留め具用孔とを含む。ウィンデージカバー部は、留め具用孔を貫通して延びる留め具をガス流路から遮蔽することができるように構成されている。
【0008】
【発明の実施の形態】
図1は、ファン組立体12、高圧圧縮機14、及び燃焼器16を備えるガスタービンエンジン10の概略図である。エンジン10は更に、高圧タービン組立体18及び低圧タービン組立体20を備える。エンジン10は、吸気側28及び排気側30を有する。1つの実施形態では、エンジン10は、オハイオ州シンシナチのGEエアクラフトエンジンから市販されているCF34型エンジンである。
【0009】
作動中、空気は、ファン組立体12を通って流れ、圧縮された空気は高圧圧縮機14に供給される。高度に圧縮された空気は、燃焼器16に送られる。燃焼器16からの空気流は、タービン18及び20を駆動し、またタービン20はファン組立体12を駆動する。タービン18は、高圧圧縮機14を駆動する。
【0010】
図2は、ガスタービンエンジン10に用いることができる構造カバー40の斜視図である。図3は、線3−3で切断した構造カバー40の断面図であり、また図4は、線4−4で切断した構造カバー40の断面図である。図5は、線3−3で切断した構造カバー40を含むガスタービンエンジン10の部分断面図である。この例示的な実施形態では、構造カバー40は、前方外側シールフランジであり、エンジン10内部で燃焼器16の下流に位置する高圧タービン組立体18に結合される。より具体的には、燃焼器16は、下流方向にタービンノズル48まで延びるライナ46を備え、燃焼器16からの空気流は、タービンノズル48を通して吐出されるようになっている。構造カバー40は、タービンノズル48の半径方向内側でかつ第1段の高圧タービンブレード50の上流で結合される。
【0011】
構造カバー40は、環状であり、内周部54と外周部56との間で半径方向に延びるトロイダル状本体52を含む。本体52はまた、前側面58と後側面60との間で軸方向に延びる。トロイダル状本体52は切頭円錐形であり、該本体がエンジン10内部で結合されたときに、外周部56は内周部54の半径方向外側に位置しかつ該内周部54の軸方向下流に位置するようになる。
【0012】
本体52は、一体に形成されたウィンデージカバー部70とシールフランジ部72とを備える。より具体的には、ウィンデージカバー部70は、内周部54から外周部56まで延び、またシールフランジ部72は、ウィンデージカバー部70から外周部56の部分78に沿って円弧状に延びる。
【0013】
カバーの内周部54は、本体のシール部82まで延びる円弧状のリップ部80により形成される。本体のシール部82は、高圧タービンのシール部材84との間でシール83を形成することを可能にし、かつリップ部80と本体結合部86との間で延びる。この例示的な実施形態では、カバー40がエンジン10内部で結合されたときに、本体52は切頭円錐形であるので、カバーのシール部82は、リップ部80からエンジン中心対称軸線(図示せず)に対して斜めに延びる。その上に、この例示的な実施形態では、構造カバーのシール部82は、それを貫通して延びる複数の冷却孔88を備える。より具体的には、カバー結合部86は、カバーのシール部82から本体の外周部56まで延びて、エンジン10内部で構造カバー40を結合することができるようにする。この例示的な実施形態では、カバー結合部86は、エンジン中心対称軸線に対してほぼ垂直である。
【0014】
複数の留め具用ボス90が、カバー結合部86の内部で本体の外周部56に沿って周方向に間隔を置いて配置される。各留め具用ボス90は、該留め具用ボスを貫通してカバーの前側面58からカバーの後側面60の間で延びる少なくとも1つの留め具用孔92を含む。より具体的には、孔92は、エンジン10内部でカバー40を結合するためにそれを通して留め具96を受け入れられる大きさにされる。この例示的な実施形態では、孔92は、ボス90を貫通して軸方向に延び、エンジン中心対称軸線にほぼ平行である。
【0015】
隣接する留め具用ボス90は、本体の外周部56に沿って少なくとも1つのスカラップ状のポケット110により分離される。より具体的には、スカラップ状のポケット110は、カバー結合部86の内部で本体の外周部に沿って周方向に間隔を置いて配置される。各スカラップ状のポケット110は、形状が円弧状でありかつカバー外周部56から半径方向内側のポケット表面112まで半径方向内向きに延びる。より具体的には、各スカラップ状のポケット110は、カバーの前側面58からカバーの後側面60に向かって延びる。従って、スカラップ状のポケット110は、カバーの後側面60を貫通しないが、代わりに構造カバー40の全体的な重量を軽減することを可能にし、従って全体的なエンジン性能の向上を可能にする。
【0016】
シールフランジ部72は、ウィンデージカバー部70から外周部56の部分78に沿って円弧状に延びて、エンジン10内部でのカバー40の位置合わせを可能にする。より具体的には、シールフランジは、各留め具用ボス90に隣接してのみ外周部56に沿って延びているので、各留め具用ボス90は、シールフランジ部72の1部分を形成するようになる。更に、シールフランジ部72は、ウィンデージカバー部70及びボス90と一体に形成されているので、シールフランジ部72の厚さT1は、カバー40がエンジン10内部で結合されたときに、留め具96の長さを増大させることを必要としない。
【0017】
シールフランジ部72は、凹設開口部120を含み、この凹設開口部120が、留め具96及び該留め具96に結合された保持具122をエンジン10の内部でガス流路から遮蔽することを可能にする。各凹設開口部120は、各ボス90の後側面60から該各ボス90の前側面58に向かって延びる。更に、各凹設開口部120は、各留め具用孔92の直径D2より大きい直径D1を有する。より具体的には、各凹設開口部120は、各留め具用孔92に対してほぼ同心に配置される。凹設開口部の直径D1はまた、各留め具の保持具122の外径D3より大きい。ボスの厚さT1は、各それぞれのボスの前側面58と凹設開口部120との間で測定される。
【0018】
取り付けの間に、留め具96は、複数のエンジン構造取り付け構成部品106を通して各それぞれのカバーの留め具用孔92中に挿入される。留め具96は、次に凹設開口部120中に挿入され、保持具122が留め具96に結合されて、エンジン10内部でエンジン構成部品106に対してカバー40を固定する。この例示的な実施形態では、留め具96はボルトであり、また保持具122は、ボルトに螺合可能に結合されるナットである。カバー40はシールフランジ部72及びウィンデージカバー部70と一体に形成されるので、エンジン10に対してカバー40を位置合わせするのに追加のフランジを必要とせず、また留め具96及び保持具122を遮蔽することができるようにするのに追加のウィンデージカバーを必要としない。その上に、カバー40は、同じエンジン構成部品106に結合される他の公知のカバーに比べて留め具96の長さ114をより短くすることができるようになる。更に、後でより明確になるように、カバー40はシールフランジ部72及びウィンデージカバー70と一体に形成されるので、エンジン10の全体的な長さは、別個のシールフランジ及びウィンデージカバーを備える公知のカバーと比較してより短くなり、従ってエンジン10の全体的な重量を軽減することを可能にする。
【0019】
図6は、公知のウィンデージカバー200の断面図である。ウィンデージカバー200は、構造カバー40(図2、図3、図4及び図5に示す)に類似しており、また構造カバー40の構成要素と同一であるウィンデージカバー200の構成要素は、図6において、図2、図3、図4及び図5で用いたのと同じ参照符号を用いて特定されている。従って、ウィンデージカバー200は、外周部56および内周部58と、リップ部80と、本体のシール部82とを含む。ウィンデージカバー200は更に、本体のシール部82と外周部56との間で延びる環状の結合部202を含む。より具体的には、結合部202は、シール部82から半径方向外向きに延びて、該結合部202とシール部82との間で延びる棚部204を形成する。結合部202は更に、それを貫通して延びかつ該結合部202の内部でウィンデージカバー200の周りに周方向に間隔を置いて配置された複数の孔210を含む。
【0020】
各孔210は、それを通して留め具(図示せず)を受け入れられる大きさにされる。より具体的には、シールフランジ220は、ウィンデージカバー200に対して結合され、カバーの棚部204に隣接して周方向に延びて、フランジ220を貫通して延びる複数の孔226がウィンデージカバーの孔210に対してほぼ同心に位置合わせされるようになる。フランジ220は、カバー200がエンジン10内部でエンジン取り付け構成部品106に結合されるときに、カバー200の適当な位置合わせを維持することを可能にする。
【0021】
シールフランジ220はまた、エンジン10内部でカバー200を取り付けるのに用いられる留め具及び関連する結合保持具(図示せず)を遮蔽することができるようにする凹設区域230を形成する。より具体的には、組み立ての間に、留め具は、留め具96(図5に示す)と同じ構造取り付け構成部品106(図5に示す)を通して挿入されるが、ウィンデージカバー200を貫通して延びる留め具は、留め具の長さ114(図5に示す)より大きい長さ(図示せず)を有する。孔210に隣接するウィンデージカバー結合部202の厚さTWC及びウィンデージカバー200とシールフランジの凹設区域230との間で結合された環状のシールフランジ220の増加した厚さTSFを受け入れるために、大きな留め具長さが必要である。
【0022】
上述の構造カバーは、費用効果が良くかつ高い信頼性がある。一体のカバーは、ウィンデージカバー部及びシールフランジ部を含み、必要とされる組み立て部品の数が少なくなるように一体に形成される。シールフランジ部は、取り付け留め具をガスタービンエンジンのガス流路から遮蔽することができるようにし、かつ取り付けの間にカバーの適当な位置合わせを可能にする。カバーは一体に形成されるので、用いられる取り付け留め具の長さは、同じエンジン構成部品に結合される他の公知のカバーよりも短い。その上に、カバーは複数のスカラップ状のポケットを含み、このスカラップ状のポケットが、同じエンジン構成部品に結合される他の公知のカバーに比較してカバーの全体的な重量を軽減する。その結果、この一体の構造カバーは、費用効果が良くかつ信頼性がある方法で製造コストを節減することを可能にする。
【0023】
本発明を様々な特定の実施形態に関して説明してきたが、本発明が特許請求の範囲の技術思想及び技術的範囲内の変更で実施可能であることは当業者には明らかであろう。なお、特許請求の範囲に記載された符号は、理解容易のためであってなんら発明の技術的範囲を実施例に限縮するものではない。
【図面の簡単な説明】
【図1】ガスタービンエンジンの概略図。
【図2】図1に示すガスタービンエンジンに用いることができる構造カバーの斜視図。
【図3】図2に示す、線3−3で切断した構造カバーの断面図。
【図4】図2に示す、線4−4で切断した構造カバーの断面図。
【図5】図2に示す、線3−3で切断した構造カバーを含むガスタービンエンジンの部分断面図。
【図6】図1に示すガスタービンエンジンに用いることができる公知のウィンデージカバーの断面図。
【符号の説明】
40 構造カバー
52 トロイダル状本体
54 本体の内周部
56 本体の外周部
58 本体の前側面
60 本体の後側面
70 ウィンデージカバー部
72 シールフランジ部
80 リップ部
88 冷却孔
90 留め具用ボス
92 留め具用孔
110 スカラップ状のポケット
Claims (20)
- ガスタービンエンジン(10)用の構造カバー(40)を製作する方法であって、
一体に形成されたウィンデージカバー部(70)とシールフランジ部(72)とを備えるトロイダル状本体(52)を形成する段階と、
前記トロイダル状本体の前側面(58)から該トロイダル状本体の後側面(60)まで延びる複数の留め具用孔(92)を、該本体がガスタービンエンジン内部に取り付けられたときに前記ウィンデージカバー部が該留め具用孔をガス流路から遮蔽することができるように形成する段階と、
を含むことを特徴とする方法。 - トロイダル状本体(52)を形成する前記段階は、該本体の外周部(56)に沿って周方向に間隔を置いて配置された複数の留め具用ボス(90)を備えるように該本体を形成する段階を更に含むことを特徴とする、請求項1に記載の方法。
- 少なくとも1つの留め具用孔(92)を形成する前記段階は、前記留め具用ボス(90)の内部に該留め具用孔を形成する段階を更に含むことを特徴とする、請求項2に記載の方法。
- 前記本体の外周部(56)に沿って周方向に間隔を置いて配置された複数のスカラップ状のポケット(110)を、各スカラップ状のポケットが隣接する留め具用ボス(90)の間で円弧状に延びるように形成する段階を更に含むことを特徴とする、請求項3に記載の方法。
- トロイダル状本体(52)を形成する前記段階は、前記カバーのシールフランジ部(72)が前記カバーの外周部(56)に沿って部分的に延びるように該本体を形成する段階を更に含むことを特徴とする、請求項3に記載の方法。
- トロイダル状本体(52)を形成する前記段階は、前記カバーのシールフランジ部(72)が前記留め具用ボス(90)の各々に隣接してのみ延びるように該本体を形成する段階を更に含むことを特徴とする、請求項3に記載の方法。
- ガスタービンエンジン(10)用の構造カバー(40)であって、一体に形成されたウィンデージカバー部(70)と、シールフランジ部(72)と、それを貫通して延びる少なくとも1つの留め具用孔(92)とを備えるトロイダル状本体(52)を含み、前記ウィンデージカバー部は留め具(96)をガス流路から遮蔽するためのものであることを特徴とする構造カバー。
- 前記カバーは、該カバーの外周部(56)に沿って配置された複数の留め具用ボス(90)を更に含むことを特徴とする、請求項7に記載の構造カバー(40)。
- 前記少なくとも1つの孔(92)は、少なくとも1つの留め具用ボス(90)を貫通して延びることを特徴とする、請求項8に記載の構造カバー(40)。
- 前記カバーの外周部(56)に沿って円弧状に延びる複数のスカラップ状のポケット(110)を更に含むことを特徴とする、請求項7に記載の構造カバー(40)。
- 前記カバーは、複数の留め具用ボス(90)を更に含むことを特徴とする、請求項10に記載の構造カバー(40)。
- 前記スカラップ状のポケット(110)の各々は、隣接する留め具用ボス(90)の間で周方向に延びることを特徴とする、請求項11に記載の構造カバー(40)。
- 前記シールフランジ部(72)は、前記少なくとも1つの留め具用孔(92)の各々に隣接して前記カバーの外周部(56)に沿って少なくとも部分的に延びることを特徴とする、請求項7に記載の構造カバー(40)。
- トロイダル状構造カバー(40)を含むガスタービン(10)であって、該カバーは、一体に形成されたウィンデージカバー部(70)と、シールフランジ部(72)と、それを貫通して延びる複数の留め具用孔(92)とを含み、前記ウィンデージカバー部は、前記留め具用孔を貫通して延びる留め具(96)をガス流路から遮蔽することができるように構成されていることを特徴とするガスタービン(10)。
- 前記カバー(40)は複数のボス(90)を更に含み、前記留め具用孔(92)の各々はそれぞれのボスを貫通して延び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(10)。
- 前記カバー(40)は、該カバーの外周部(56)に沿って延びる複数のスカラップ状のポケット(110)を更に含むことを特徴とする、請求項15に記載のガスタービンエンジン(10)。
- 前記複数のボス(90)は、前記カバーの外周部(56)に沿って周方向に間隔を置いて配置されており、前記スカラップ状のポケット(110)の各々は、隣接する前記ボスの間で円弧状に延びることを特徴とする、請求項16に記載のガスタービンエンジン(10)。
- 前記カバーのシールフランジ部(72)は、該カバー(40)の外周部(56)に沿って少なくとも部分的に延びることを特徴とする、請求項15に記載のガスタービンエンジン(10)。
- 前記カバーのシールフランジ部(72)は、前記ボス(90)に隣接してのみ円弧状に延びることを特徴とする、請求項18に記載のガスタービンエンジン(10)。
- 前記カバー(40)は、前側面(58)及び反対側の後側面(60)を含み、前記ボス(90)の各々は、前記カバーの後側面から該カバーの前側面に向かって延びる凹設開口部(120)を含むことを特徴とする、請求項15に記載のガスタービンエンジン(10)。
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Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2007138933A (ja) * | 2005-11-16 | 2007-06-07 | General Electric Co <Ge> | ガスタービンエンジンの回転子アセンブリを冷却するタービン中央フレームアセンブリ及びガスタービンエンジン |
JP2007247597A (ja) * | 2006-03-17 | 2007-09-27 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービンのシール構造 |
JP2008138670A (ja) * | 2006-11-07 | 2008-06-19 | Snecma | タービン上流案内羽根の連結装置、連結装置を備えるタービン、及び、連結装置を備えるタービンが取り付けられた航空エンジン |
US20130231850A1 (en) * | 2010-11-18 | 2013-09-05 | Toyota Jidosha Kabushiki Kaisha | Control apparatus for vehicular internal combustion engine |
Families Citing this family (33)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2875270B1 (fr) | 2004-09-10 | 2006-12-01 | Snecma Moteurs Sa | Retenue des clavettes de centrage des anneaux sous aubes de stator a calage variable d'un moteur a turbine a gaz |
US7094020B2 (en) * | 2004-09-15 | 2006-08-22 | General Electric Company | Swirl-enhanced aerodynamic fastener shield for turbomachine |
ITMI20041780A1 (it) * | 2004-09-17 | 2004-12-17 | Nuovo Pignone Spa | Dispositivo di protezione per uno statore di una turbina |
GB0424883D0 (en) * | 2004-11-11 | 2004-12-15 | Rolls Royce Plc | Seal structure |
US7909569B2 (en) * | 2005-06-09 | 2011-03-22 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Turbine support case and method of manufacturing |
US7445424B1 (en) | 2006-04-22 | 2008-11-04 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Passive thermostatic bypass flow control for a brush seal application |
FR2935429B1 (fr) * | 2008-08-26 | 2011-11-25 | Snecma | Aubage fixe de turbomachine a masse reduite et turbomachine comportant au moins un tel aubage fixe |
JP4856257B2 (ja) * | 2010-03-24 | 2012-01-18 | 川崎重工業株式会社 | タービンロータのシール構造 |
US9664062B2 (en) * | 2011-12-08 | 2017-05-30 | Siemens Energy, Inc. | Gas turbine engine with multiple component exhaust diffuser operating in conjunction with an outer case ambient external cooling system |
US9353647B2 (en) | 2012-04-27 | 2016-05-31 | General Electric Company | Wide discourager tooth |
US9567908B2 (en) | 2012-04-27 | 2017-02-14 | General Electric Company | Mitigating vortex pumping effect upstream of oil seal |
US9133723B2 (en) * | 2012-05-21 | 2015-09-15 | United Technologies Corporation | Shield system for gas turbine engine |
EP2900998B1 (en) * | 2012-09-27 | 2019-06-26 | United Technologies Corporation | Buffer airflow to bearing compartment |
EP3030753B1 (en) | 2013-08-07 | 2018-12-26 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine aft seal plate geometry |
US9964037B2 (en) | 2014-02-26 | 2018-05-08 | United Technologies Corporation | Staged heat exchangers for multi-bypass stream gas turbine engines |
US10443450B2 (en) | 2014-10-24 | 2019-10-15 | United Technologies Corporation | Seal support structure for a circumferential seal of a gas turbine engine |
US10422238B2 (en) * | 2014-12-05 | 2019-09-24 | Rolls-Royce Corporation | Method to pilot using flexible profile |
US10301957B2 (en) * | 2014-12-17 | 2019-05-28 | United Technologies Corporation | Pinned seal |
US20160177835A1 (en) * | 2014-12-22 | 2016-06-23 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Gas turbine engine with angularly offset turbine vanes |
US10502059B2 (en) | 2015-02-02 | 2019-12-10 | United Technologies Corporation | Alignment tie rod device and method of utilization |
US9828881B2 (en) * | 2015-03-19 | 2017-11-28 | United Technologies Corporation | Seal support structures for turbomachines |
US10352245B2 (en) | 2015-10-05 | 2019-07-16 | General Electric Company | Windage shield system and method of suppressing resonant acoustic noise |
US10654577B2 (en) | 2017-02-22 | 2020-05-19 | General Electric Company | Rainbow flowpath low pressure turbine rotor assembly |
US11421627B2 (en) | 2017-02-22 | 2022-08-23 | General Electric Company | Aircraft and direct drive engine under wing installation |
FR3063308B1 (fr) * | 2017-02-24 | 2019-04-26 | Safran Aircraft Engines | Bouchon pour capot d'entree tournant de turbomachine, comprenant une paroi externe aerodynamique et un organe de fixation de cone |
WO2020033010A2 (en) * | 2018-03-16 | 2020-02-13 | Joby Aero Inc. | Aircraft drag reduction system and internally cooled electric motor system and aircraft using same |
CN109099461B (zh) * | 2018-08-03 | 2023-08-15 | 新奥能源动力科技(上海)有限公司 | 燃烧室的头部装置、燃烧室及燃气轮机 |
CN109185923B (zh) * | 2018-08-03 | 2023-09-12 | 新奥能源动力科技(上海)有限公司 | 一种燃烧室头部装置、燃烧室及燃气轮机 |
CN109185924B (zh) * | 2018-08-03 | 2023-09-12 | 新奥能源动力科技(上海)有限公司 | 燃烧室的头部装置、燃烧室及燃气轮机 |
US11021962B2 (en) * | 2018-08-22 | 2021-06-01 | Raytheon Technologies Corporation | Turbulent air reducer for a gas turbine engine |
US11306614B2 (en) * | 2018-10-04 | 2022-04-19 | Rolls-Royce Corporation | Sump auxiliary vent system |
US11428160B2 (en) | 2020-12-31 | 2022-08-30 | General Electric Company | Gas turbine engine with interdigitated turbine and gear assembly |
IT202100009716A1 (it) | 2021-04-16 | 2022-10-16 | Ge Avio Srl | Copertura di un dispositivo di fissaggio per una giunzione flangiata |
Family Cites Families (21)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB589541A (en) * | 1941-09-22 | 1947-06-24 | Hayne Constant | Improvements in axial flow turbines, compressors and the like |
US3383033A (en) * | 1966-04-27 | 1968-05-14 | Gen Electric | Sealing means for axial flow compressor discharge |
US3501089A (en) * | 1968-07-17 | 1970-03-17 | Gen Electric | Jet pump ejector |
US4190397A (en) * | 1977-11-23 | 1980-02-26 | General Electric Company | Windage shield |
US4245959A (en) * | 1978-11-13 | 1981-01-20 | General Electric Company | Windage nut |
GB2114661B (en) | 1980-10-21 | 1984-08-01 | Rolls Royce | Casing structure for a gas turbine engine |
GB8905894D0 (en) | 1989-03-15 | 1989-04-26 | Rolls Royce Plc | Fluid-tight joints |
US5090865A (en) * | 1990-10-22 | 1992-02-25 | General Electric Company | Windage shield |
US5211536A (en) * | 1991-05-13 | 1993-05-18 | General Electric Company | Boltless turbine nozzle/stationary seal mounting |
NZ241415A (en) | 1992-01-27 | 1995-04-27 | Air New Zealand Ltd | Gas turbine engine transporting frames |
FR2699970B1 (fr) * | 1992-12-30 | 1995-03-17 | Europ Propulsion | Dispositif de liaison glissante entre deux pièces soumises à de fortes sollicitations mécaniques et thermiques. |
US5332358A (en) | 1993-03-01 | 1994-07-26 | General Electric Company | Uncoupled seal support assembly |
US5402636A (en) * | 1993-12-06 | 1995-04-04 | United Technologies Corporation | Anti-contamination thrust balancing system for gas turbine engines |
US5522698A (en) * | 1994-04-29 | 1996-06-04 | United Technologies Corporation | Brush seal support and vane assembly windage cover |
FR2744761B1 (fr) * | 1996-02-08 | 1998-03-13 | Snecma | Disque labyrinthe avec raidisseur incorpore pour rotor de turbomachine |
US5984630A (en) * | 1997-12-24 | 1999-11-16 | General Electric Company | Reduced windage high pressure turbine forward outer seal |
GB2339468B (en) | 1998-07-11 | 2002-04-24 | Alstom Gas Turbines Ltd | Gas-turbine engine combustion system |
US6210283B1 (en) | 1998-10-30 | 2001-04-03 | General Electric Company | Composite drive shaft |
US6095750A (en) * | 1998-12-21 | 2000-08-01 | General Electric Company | Turbine nozzle assembly |
US6082959A (en) | 1998-12-22 | 2000-07-04 | United Technologies Corporation | Method and apparatus for supporting a rotatable shaft within a gas turbine engine |
US6283712B1 (en) | 1999-09-07 | 2001-09-04 | General Electric Company | Cooling air supply through bolted flange assembly |
-
2002
- 2002-06-06 US US10/164,954 patent/US6761034B2/en not_active Expired - Lifetime
-
2003
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Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2007138933A (ja) * | 2005-11-16 | 2007-06-07 | General Electric Co <Ge> | ガスタービンエンジンの回転子アセンブリを冷却するタービン中央フレームアセンブリ及びガスタービンエンジン |
JP2007247597A (ja) * | 2006-03-17 | 2007-09-27 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービンのシール構造 |
JP2008138670A (ja) * | 2006-11-07 | 2008-06-19 | Snecma | タービン上流案内羽根の連結装置、連結装置を備えるタービン、及び、連結装置を備えるタービンが取り付けられた航空エンジン |
US20130231850A1 (en) * | 2010-11-18 | 2013-09-05 | Toyota Jidosha Kabushiki Kaisha | Control apparatus for vehicular internal combustion engine |
Also Published As
Publication number | Publication date |
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