JP2006509946A - グロメット付きバイパスダクト貫通部 - Google Patents
グロメット付きバイパスダクト貫通部 Download PDFInfo
- Publication number
- JP2006509946A JP2006509946A JP2004559515A JP2004559515A JP2006509946A JP 2006509946 A JP2006509946 A JP 2006509946A JP 2004559515 A JP2004559515 A JP 2004559515A JP 2004559515 A JP2004559515 A JP 2004559515A JP 2006509946 A JP2006509946 A JP 2006509946A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- bypass duct
- flange
- protrusion
- opening
- wall
- 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
Images
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
- F01D9/06—Fluid supply conduits to nozzles or the like
- F01D9/065—Fluid supply or removal conduits traversing the working fluid flow, e.g. for lubrication-, cooling-, or sealing fluids
-
- 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
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2230/00—Manufacture
- F05D2230/60—Assembly methods
- F05D2230/64—Assembly methods using positioning or alignment devices for aligning or centring, e.g. pins
- F05D2230/642—Assembly methods using positioning or alignment devices for aligning or centring, e.g. pins using maintaining alignment while permitting differential dilatation
-
- 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)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Gasket Seals (AREA)
Abstract
ガスタービンエンジンバイパスダクト壁(13)における開口部(24)とその開口部(24)を通して延びる突出部(19)の外面との間を封止するバイパスダクト封止グロメット(28)である。従来は、突出部(19)とシートメタルバイパスダクト壁(13)との交差部は、正確な取付けと溶接を必要とするが、熱膨張と熱収縮を受容できない。グロメット(28)は、相対的な熱移動に対処する過大寸法の開口部を可能にし、かつ製造を単純化する。グロメット(28)は、突出部(19)の外面に対して封止するように適応される中央開口(29)を備えた環状本体と、およびフランジ間にバイパスダクト壁(13)を受容しかつ封止するように、その本体の外周の周りに外部スロット(32)を形成する2つのフランジ(30、31)とを有する。
Description
本発明は、薄肉ダクト貫通部封止グロメットに関し、そのグロメットは、ガスタービンエンジンバイパスダクト壁における開口部とその開口部を通して延びる突出部の外面との間における封止に特に有用であり、圧力差および相対的な熱膨張と熱収縮を受容しながら、複雑な接合部の構成を無くすことにより製造を単純化する。
ターボファンガスタービンエンジンのバイパスダクトは、外側ダクト壁とエンジンコアとの間に加圧空気流を受容する。環状バイパスダクトの長さ方向に沿い、かつその周辺の周りにおける幾つかの位置において、燃料、オイル、制御ケーブル、または圧縮機から航空機のキャビンへの抽気を移送するために貫通部が必要であり、ならびに計装、点検および保守のために多くの制御と監視の貫通部が必要である。
従来技術において、バイパスダクトを通る貫通部は、改良された空気力学的形状を有する横方向シートメタル突出部によって導管またはケーブルを覆うことにより一般に達成される。横方向シートメタル突出部とバイパスダクトのシートメタル壁との間の交差部は、比較的薄いシートメタルバイパスダクト壁へリベット締め、またはかしめされるフランジを備えるように一般に製造される。しかしながら、そのような接合部は、バイパスダクトを通る加圧空気流とエンジンの外部を取囲む周囲空気との間の圧力差にも対処しなければならない。さらに、エンジンコアと関連するバイパスダクト内壁は、バイパス外壁に比べて、相対的な熱および熱膨張と熱収縮にさらされる。その結果、相対的な熱膨張と熱収縮も、特定の構成に応じて、突出部とバイパス外壁またはバイパス内壁との間の接合部により対処される。
圧力差、および相対的な熱膨張と熱収縮に対処する必要性の結果として、バイパス壁を通る突出部と相対的に薄いバイパスダクト壁との間の封止と機械的な接続部は、膨張と収縮用の隙間と弾性シールを必要とするかなり複雑な構成部となり、および貫通部用の開口部を取囲む相対的に薄いバイパスダクト壁への構造的支持または受容フランジのリベット締めを必要とすることが非常に多い。
本発明の目的は、開口部およびガスタービンエンジンバイパスダクト壁と、その開口部を通して延びる突出部の外面と、の間を封止する手段であって、相対的な熱膨張と熱収縮および圧力差を低コストの単純な仕方で対応する手段を提供することにある。
本発明の別の目的は、本発明の以下の開示、図面および説明を再検討すれば明らかになる。
本発明は、ガスタービンエンジンバイパスダクト壁における開口部と、その開口部を通して延びる突出部の外面との間を封止するバイパスダクト封止グロメットを提供する。従来、突出部とシートメタルバイパスダクトとの間の交差部は、正確な取付けと溶接を必要とするが、熱膨張と熱収縮に対処できない。グロメットは、相対的な熱移動に対処する過大寸法の開口部を可能にし、かつ製造を単純化する。また、グロメットは、突出部の外面に対して封止するように適応される中央開口を備えた環状本体と、およびフランジ間にバイパスダクト壁を受容しかつ封止するように、その本体の外周の周りに外部スロットを形成する2つのフランジとを有する。
本発明を容易に分かるようにするために、本発明の一実施態様が、添付図面において一例として図示される。
本発明の別の詳細およびその利点は、以下の詳細な説明から明らかになる。
図1は、ターボファンガスタービンエンジンを通した軸方向断面図を示す。しかしながら、本発明は、封止を必要とする貫通部(または複数の貫通部)を有する薄肉空気ダクトを備えた任意の型式のエンジンにも適用できることが分かる。エンジン中への吸気は、ファンケーシング2内のファンブレード1を通過し、ついでバイパスダクト3を通る外側環状流と、および低圧軸流圧縮機4と高圧遠心圧縮機5を通る内側流とに分割される。圧縮された空気は、ディフューザ6を通して圧縮機5から出て、燃焼器8を取囲むプレナム7内に受容される。燃料は、燃料チューブ9を通して燃焼器8へ供給され、点火される混合気としてノズルを通して燃焼器8中に噴霧されるときにプレナム7からの空気と共に混合される。プレナム7内の圧縮空気の一部分は、側壁におけるオリフィスを通して燃焼器8中に導入されて、燃焼器壁に沿う冷却空気カーテンを生成するか、または冷却用に使用されて、燃焼器からの高温ガスと結局混合し、排気としてエンジンの後部から出る前にノズル案内翼10とタービン11を通過する。
図1は、ターボファンガスタービンエンジンを通した軸方向断面図を示す。しかしながら、本発明は、封止を必要とする貫通部(または複数の貫通部)を有する薄肉空気ダクトを備えた任意の型式のエンジンにも適用できることが分かる。エンジン中への吸気は、ファンケーシング2内のファンブレード1を通過し、ついでバイパスダクト3を通る外側環状流と、および低圧軸流圧縮機4と高圧遠心圧縮機5を通る内側流とに分割される。圧縮された空気は、ディフューザ6を通して圧縮機5から出て、燃焼器8を取囲むプレナム7内に受容される。燃料は、燃料チューブ9を通して燃焼器8へ供給され、点火される混合気としてノズルを通して燃焼器8中に噴霧されるときにプレナム7からの空気と共に混合される。プレナム7内の圧縮空気の一部分は、側壁におけるオリフィスを通して燃焼器8中に導入されて、燃焼器壁に沿う冷却空気カーテンを生成するか、または冷却用に使用されて、燃焼器からの高温ガスと結局混合し、排気としてエンジンの後部から出る前にノズル案内翼10とタービン11を通過する。
図1は、バイパスダクト3を通して多くの突出部と貫通部を図示する。貫通部は、相対的に薄いシートメタルバイパス内壁12とシートメタルまたは繊維複合材料のバイパス外壁13を通して突出る。付属ギヤボックス14が、バイパスダクト3を通して延びる相対的に剛性のメタルケーシングを有するが、圧縮空気抽気弁15、燃料供給ライン用の貫通部16、潤滑油供給ライン17および点火器18のような、それより小さい貫通部または突出部も必要である。
図2は、図1の2−2線に沿った半径方向断面図であり、バイパス内壁12とバイパス外壁13との間に延びる5つの貫通する突出部19を示し、それらの突出部は、エンジンの外面と中央のエンジンコアとの間に延びる種々の導管と他の供給設備を内部に収納する。
図3は、弾性ガスケット21を使用してバイパス外壁13へ取付けられる外側フランジ20を有する従来技術の突出部19を通した一例の軸方向断面詳細図を示す。突出部19は、ボルト23でバイパス内壁12へ固定される内部端壁22を備える。バイパスダクト3は、高速に移動する加圧空気の環状流を受容し、その環状流が、ガスケット21で周囲外気から封止されるのが明らかである。さらに、バイパス内壁12とバイパス外壁13との相対的位置は、相対的な熱膨張と熱収縮により変わり、およびバイパスダクト3と周囲外気との間の圧力差による曲げ変形により変わる。したがって従来技術においてガスケット21は、半径方向の動きを受入れて、ダクト3を封止する。バイパス外壁13には、その薄い壁13において過大寸法の開口部24が備えられ、その開口部は、バイパスダクト外壁13へリベット締めされるアングルフランジ25により補強され、かつ取囲まれる。アングルフランジ25は、ガスケット21を保持し、かつ開口部24の結果として弱められるバイパスダクト壁13を構造的に補強する。開口部24は、製造における組立許容差を受容するために、かつ突出部19とバイパスダクト外壁13との間の圧力差と熱膨張と熱収縮とによる相対的移動を受容するために過大寸法にされる。
従来技術の突出部19の他の例が、図4に示され、その突出部は、バイパスダクト内壁12内の受容フランジへボルト23で固定される端壁22を有する。バイパス内壁12とバイパス外壁13との間の相対的膨張と収縮を受容するために、ベローズ26が、突出部19のフランジ20と、支持プレートへボルト締めされ、かつ相対的に薄いバイパスダクト外壁13へリベット締めされる取付けプレート27との間に延びる。
図3と4の詳細図および上述の説明から明らかなように、バイパス内壁12とバイパス外壁13との間の相対的な熱膨張と熱収縮を受容する必要性、およびバイパスダクト3と周囲外気との間の圧力差を受容する必要性により、従来技術においては、正確な取付け、ガスケット、ベローズ、および多くの締付具、リベットと補強フランジを必要とする比較的複雑な構造が生じた。
図5は、ガスタービンエンジンバイパスダクト外壁13における開口部24と、その開口部24を通して延びる突出部19の外面との間を封止する単純な低コストの手段を提供するバイパスダクト封止グロメット28の部分的に切取られた透視図である。図6には、封止グロメット28を通した詳細断面図が示され、そのグロメットは、突出部19の外面に対して封止するように適応される内周面29を有する中央開口を設けた環状本体を備える。
図6に示されるように、第1のフランジ30と第2のフランジ31により外部スロット32が形成され、そのスロットは、グロマット環状本体の外周の全周にわたって延び、かつフランジ30と31との間に比較的薄いバイパスダクト壁13を受容しかつ封止するように適応される。図6、7および8において平明にするために、バイパスダクト壁13が平面状部材として示されるが、バイパスダクト壁13は、実際には半径方向曲率と軸方向曲率を有することが図1と2を見れば明らかであり、それによりグロメット28が、バイパスダクト壁13の両側における圧力差により生じる力を封じ、かつそれに抗する能力を維持しながら変形する能力を有することを必要とする。グロメット28は、ある程度の相対的熱膨張と熱収縮を許容し、かつ壁13と突出部材19との間の取付けと封止における、ある程度の製造許容差をさらに許容しながら、壁13の複雑な曲率による、突出部19に関しての壁13の配向の変化に適応しなければならない。
図7は、グロメット28を、角度「α」で示される斜め配向を受容するように変形できる仕方を示す一方、図8は、たとえば、圧力差または膨張と収縮により生じることがある、突出部19に関してのバイパスダクト壁13の半径方向の動きを受容するグロメット28のたわみを図示する。
グロメット28の設置が不用意に反転されないのを確実にするために、好ましくはグロメット28の環状本体は、スロット32を中心に対称な均一な断面プロファイルを有する。その結果、設置中にグロメット28を、さかさまに設置できない。当業者により明らかなように、グロメット28を、射出成形工程においてシリコンから成形するか、または押出工程を通して均一な断面のシリコン帯状部として押出して、均一な断面プロファイルの細長い封止帯状部を生成できる。設置中、細長い封止帯状部の第1の端部、およびこの帯状部の第2の端部は、接着剤または必要に応じて耐熱シリコンかしめにより固定できる接合部において当接する。
図6、7および8に示されるように、好ましくはグロメット環状本体28の均一な断面プロファイルは、第1と第2のフランジ30と31を接続する突出部19の周辺の周りの相対的に厚いカラー部33を有する台形様である。フランジ30と31は先細プロファイルを有し、そのプロファイルは、カラー部33と共にフランジ30と31の相対的に曲がりやすい外端部と、突出部19に接触して封止する比較的堅い内周面29と、の間における変形または曲げに対する抵抗の変動部を形成する。図7と8で分かるように、台形様プロファイルとカラー部33の使用は、バイパスダクト外壁13と突出部19との間の相対的移動を妨害またはそれに干渉するグロメット28の傾向を助長する。このような妨害すなわち変形は、グロメット28内に埋め込みバネを必要とすることなく、内周面29と突出部19の面との間に弾性力または付勢力を生じる。その結果、変形したグロメット28により生じたシールは、バイパスダクト外壁13の対向面間の圧力差を維持する一方、グロメット28の変形は、ある程度の相対的移動を許容して、熱膨張と熱収縮を受容し、かつバイパスダクト外壁13の曲率の変動および突出部19に関して外壁13の斜め配向を受容する。
従来技術におけるように、バイパスダクト外壁13を通して突出部19を通過させる開口部24は、製造と組立の許容差を許容し、かつ相対的な熱膨張と熱収縮、および圧力差の結果としての変形を受容するために過大寸法にされる。
図5、6、7および8を参照すると、カラー部33、フランジ30と31、およびバイパスダクト壁13の開口部24は、それらの間に環状隙間34を形成する。環状隙間34により、図6に示されるように、受け入れできる組立と製造の許容差と、およびバイパスダクト壁13と突出部19との間の相対的移動を受容する能力とを有する過大寸法の孔24を使用できる。
しかしながら、図7と8から分かるように、隙間34は、スロット32および隣接するフランジ30と31の弾性変形も許容して、突出部19に関してのバイパスダクト外壁13の動きと配向を受容するグロメット28の能力を向上する。したがって、図3に図示される従来技術により必要とされる比較的複雑な構成と比較して、特に図5に図示されるバイパスダクト封止グロメット28では、組立コストのかなりの節減、および製造の単純化が達成される。
上述の説明は、発明者により現在意図される特に好ましい実施態様に関するが、広い態様における本発明は、本明細書で説明される構成部材の機械的および機能的な同等物を包含することが分かる。
Claims (17)
- ガスタービンエンジンバイパスダクト壁における開口部と前記開口部を通して延びる突出部の外面との間を封止するバイパスダクト封止グロメットであって、
前記グロメットは、前記突出部の前記外面と封止的に接触するように適応される内周を備える中央開口を有する環状本体と、および前記本体の外周の周りに外部スロットを形成する第1のフランジと第2のフランジであって、前記のフランジ間で前記バイパスダクト壁を受容しかつ封止するように適応される第1のフランジと第2のフランジとを有するバイパスダクト封止グロメット。 - 前記バイパスダクト壁は、半径方向の曲率と軸方向の曲率を有し、また前記環状本体は、均一な断面プロファイルを有する請求項1に記載のバイパスダクト封止グロメット。
- 前記環状本体は、前記外部スロットを中心に対称的な均一な断面プロファイルを有する請求項1に記載のバイパスダクト封止グロメット。
- 前記環状本体の前記均一な断面プロファイルは、台形様である請求項3に記載のバイパスダクト封止グロメット。
- 前記本体は、前記第1と第2のフランジを接続するカラー部を備える請求項1に記載のバイパスダクト封止グロメット。
- 前記のフランジは、先細プロファイルを有する請求項4に記載のバイパスダクト封止グロメット。
- 前記カラー部、前記フランジ、および前記バイパスダクト壁における前記開口部は、それらの間に環状の隙間を形成する請求項5に記載のバイパスダクト封止グロメット。
- 前記環状本体は、第1の端部、および接合部において当接する第2の端部を有する均一な断面プロファイルの細長い封止帯状部を備える請求項1に記載のバイパスダクト封止グロメット。
- バイパスダクト壁と、
開口部を通して延びる突出部であって、外面を有する突出部と、
環状本体を備えるバイパスダクト封止グロメットであって、前記本体は、前記突出部の前記外面と封止的に接触するように適応される内周を備える中央開口と、前記本体の外周の周りに外部スロットを形成する第1のフランジと第2のフランジであって、前記のフランジ間で前記バイパスダクト壁を受容しかつ封止するように適応される第1のフランジと第2のフランジとを有するバイパスダクト封止グロメットとを備えるガスタービンエンジン。 - 前記バイパスダクト壁は、半径方向の曲率と軸方向の曲率を有し、また前記環状本体は、均一な断面プロファイルを有する請求項9に記載のガスタービンエンジン。
- 前記環状本体は、前記外部スロットを中心に対称的な均一な断面プロファイルを有する請求項9に記載のガスタービンエンジン。
- 前記環状本体の前記均一な断面プロファイルは、台形様である請求項11に記載のガスタービンエンジン。
- 前記本体は、前記第1と第2のフランジを接続するカラー部を備える請求項9に記載のガスタービンエンジン。
- 前記のフランジは、先細プロファイルを有する請求項12に記載のガスタービンエンジン。
- 前記カラー部、前記フランジ、および前記バイパスダクト壁における前記開口部は、それらの間に環状の隙間を形成する請求項13に記載のガスタービンエンジン。
- 前記環状本体は、第1の端部、および接合部において当接する第2の端部を有する均一な断面プロファイルの細長い封止帯状部を備える請求項9に記載のガスタービンエンジン。
- 薄肉部材における開口部と前記開口部を通して延びる突出部の外面との間を封止するグロメットであって、
均一な断面プロファイルと、前記突出部の前記外面と封止的に接触するように適応される内周を備える中央開口と、カラー部と、前記カラー部によって接続されるとともに、間で前記薄肉部材を受容しかつ封止するように前記本体の外周の周りに設けられた外部スロットを形成する第1のフランジおよび第2のフランジと、を有する環状本体を含むグロメット。
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US10/320,411 US6942452B2 (en) | 2002-12-17 | 2002-12-17 | Grommeted bypass duct penetration |
PCT/CA2003/001770 WO2004055333A1 (en) | 2002-12-17 | 2003-11-18 | Grommeted bypass duct penetration |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JP2006509946A true JP2006509946A (ja) | 2006-03-23 |
JP2006509946A5 JP2006509946A5 (ja) | 2006-11-09 |
Family
ID=32506863
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP2004559515A Pending JP2006509946A (ja) | 2002-12-17 | 2003-11-18 | グロメット付きバイパスダクト貫通部 |
Country Status (6)
Country | Link |
---|---|
US (2) | US6942452B2 (ja) |
EP (1) | EP1581723B1 (ja) |
JP (1) | JP2006509946A (ja) |
CA (1) | CA2509935C (ja) |
DE (1) | DE60316604T2 (ja) |
WO (1) | WO2004055333A1 (ja) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2008232150A (ja) * | 2007-03-20 | 2008-10-02 | Snecma | 冷却回路を備えたタービン間のケーシングおよびそれを備えるターボファン |
Families Citing this family (32)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US6942452B2 (en) * | 2002-12-17 | 2005-09-13 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Grommeted bypass duct penetration |
JP2005226584A (ja) * | 2004-02-13 | 2005-08-25 | Honda Motor Co Ltd | コンプレッサ及びガスタービンエンジン |
US7434383B2 (en) * | 2005-05-12 | 2008-10-14 | Honeywell International Inc. | Bypass duct boss repair technology |
FR2887931B1 (fr) * | 2005-06-29 | 2007-08-17 | Snecma | Dispositif de support et de logement de servitudes dans un turboreacteur a double flux |
US7578131B2 (en) * | 2005-06-30 | 2009-08-25 | United Technologies Corporation | Augmentor spray bar mounting |
GB2436353B (en) * | 2006-03-22 | 2008-04-23 | Rolls Royce Plc | Panel assembly including deformable seal |
US20080078162A1 (en) * | 2006-09-28 | 2008-04-03 | Guy Lefebvre | Turbine exhaust case cowling for a gas turbine engine |
US8196934B2 (en) * | 2007-01-10 | 2012-06-12 | United Technologies Corporation | Slider seal assembly for gas turbine engine |
US8231142B2 (en) * | 2009-02-17 | 2012-07-31 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Fluid conduit coupling with leakage detection |
US8523514B2 (en) * | 2009-11-25 | 2013-09-03 | United Technologies Corporation | Composite slider seal for turbojet penetration |
US8360716B2 (en) * | 2010-03-23 | 2013-01-29 | United Technologies Corporation | Nozzle segment with reduced weight flange |
US20130049309A1 (en) * | 2011-08-26 | 2013-02-28 | Graham Brigham | Access port seal |
US10968689B2 (en) * | 2011-08-26 | 2021-04-06 | Integrity Products & Supplies Inc. | Access port seal |
US8745819B2 (en) * | 2011-11-18 | 2014-06-10 | The Boeing Company | Load sustaining bushing |
US9068476B2 (en) * | 2011-12-22 | 2015-06-30 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Hybrid metal/composite link rod for turbofan gas turbine engine |
US9109448B2 (en) * | 2012-03-23 | 2015-08-18 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Grommet for gas turbine vane |
FR2988777B1 (fr) * | 2012-03-29 | 2014-04-25 | Snecma Propulsion Solide | Integration de pieces d'arriere-corps de moteur aeronautique |
US9297708B1 (en) * | 2012-05-14 | 2016-03-29 | The Boeing Company | Methods and systems for optical wear sensing |
WO2014051658A1 (en) * | 2012-09-26 | 2014-04-03 | United Technologies Corporation | Seal assembly for a static structure of a gas turbine engine |
GB201220972D0 (en) * | 2012-11-22 | 2013-01-02 | Rolls Royce Deutschland | Aeroengine sealing arrangement |
WO2014197037A2 (en) * | 2013-03-11 | 2014-12-11 | United Technologies Corporation | Bench aft sub-assembly for turbine exhaust case fairing |
US9822664B1 (en) | 2013-03-14 | 2017-11-21 | Calpine Corporation | Turbine exhaust cylinder baffle seal and method for installing turbine exhaust cylinder baffle seal |
FR3024179B1 (fr) * | 2014-07-25 | 2016-08-26 | Snecma | Systeme d'alimentation en air sous pression installe dans une turbomachine d'aeronef comportant des moyens d'etancheite |
FR3044704B1 (fr) * | 2015-12-04 | 2020-07-03 | Safran Aircraft Engines | Carter de turbomachine |
CA3105017C (en) * | 2018-07-05 | 2023-11-14 | Durr UNIVERSAL, Inc. | Expansion and movement joints |
US11060411B2 (en) * | 2019-03-22 | 2021-07-13 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Inner shroud assembly for stator vanes |
US11448132B2 (en) | 2020-01-03 | 2022-09-20 | Raytheon Technologies Corporation | Aircraft bypass duct heat exchanger |
US11525637B2 (en) | 2020-01-19 | 2022-12-13 | Raytheon Technologies Corporation | Aircraft heat exchanger finned plate manufacture |
US11674758B2 (en) | 2020-01-19 | 2023-06-13 | Raytheon Technologies Corporation | Aircraft heat exchangers and plates |
US11585273B2 (en) | 2020-01-20 | 2023-02-21 | Raytheon Technologies Corporation | Aircraft heat exchangers |
US11585605B2 (en) | 2020-02-07 | 2023-02-21 | Raytheon Technologies Corporation | Aircraft heat exchanger panel attachment |
US20230407766A1 (en) * | 2022-05-31 | 2023-12-21 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Joint between gas turbine engine components with a spring element |
Family Cites Families (32)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US1697814A (en) * | 1925-12-12 | 1929-01-01 | Gen Motors Corp | Grommet |
US2039009A (en) | 1935-02-01 | 1936-04-28 | Gen Motors Corp | Grommet or the like |
GB554167A (en) | 1941-12-19 | 1943-06-23 | Bristol Aeroplane Co Ltd | An improved support for tubes, cables and the like |
US2421456A (en) * | 1945-01-13 | 1947-06-03 | Whitney Blake Co | Anchor for plural electric conductors |
US2517717A (en) * | 1945-11-03 | 1950-08-08 | Lockheed Aircraft Corp | Cable seal |
US2586528A (en) * | 1946-05-06 | 1952-02-19 | Nat Formetal Company | Bushing |
US2762118A (en) * | 1953-07-13 | 1956-09-11 | Gen Motors Corp | Method of forming an interlocking bushing |
US2762117A (en) * | 1953-07-13 | 1956-09-11 | Gen Motors Corp | Method of forming an interlocking bushing |
GB783970A (en) | 1954-09-17 | 1957-10-02 | Napier & Son Ltd | Gaseous fluid turbines |
GB846329A (en) * | 1957-12-12 | 1960-08-31 | Napier & Son Ltd | Combustion turbine power units |
US2933983A (en) | 1958-03-20 | 1960-04-26 | Sturm Ruger & Co | Semi-automatic pistol |
US3109662A (en) * | 1961-03-02 | 1963-11-05 | Carl V Bergstrom | Flexible sealing grommet |
US3572733A (en) | 1969-01-02 | 1971-03-30 | Gen Electric | Shaft seal used in gas turbine engines |
US3819118A (en) * | 1970-09-09 | 1974-06-25 | A Brock | Drip irrigation |
US4183207A (en) | 1978-03-07 | 1980-01-15 | Avco Corporation | Oil-conducting strut for turbine engines |
US4300773A (en) * | 1978-03-08 | 1981-11-17 | Parker-Hannifin Corporation | Sealing device |
US4282627A (en) * | 1978-12-18 | 1981-08-11 | Mcdonnell Douglas Corporation | Large clearance fairlead grommet |
DE2932088A1 (de) | 1979-08-08 | 1981-02-26 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Verfahren zum behandeln eines ring- oder schlauchfoermigen elastischen halteelementes zum fixieren von rohrleitungen u.dgl. maschinenteilen in geraeten, maschinen o.dgl., insbesondere flugzeugen |
US4331338A (en) | 1980-12-23 | 1982-05-25 | The Boeing Company | Duct seal assembly |
US4640479A (en) * | 1983-01-31 | 1987-02-03 | All States Inc. | Strain relief grommet |
US4706999A (en) * | 1985-12-23 | 1987-11-17 | Hynes Maurice A | Flexible, resilient saddle for swingjoint |
US5071142A (en) * | 1989-03-31 | 1991-12-10 | Leber Corporation | Bi-directional substantially zero leakage path sealing assembly |
US5071143A (en) | 1989-07-06 | 1991-12-10 | Ta Mfg. Co. | Sealing arrangement for bulkhead |
US5104286A (en) | 1991-02-08 | 1992-04-14 | Westinghouse Electric Corp. | Recirculation seal for a gas turbine exhaust diffuser |
JP3427949B2 (ja) * | 1994-07-19 | 2003-07-22 | 住友電装株式会社 | グロメット |
US5609467A (en) | 1995-09-28 | 1997-03-11 | Cooper Cameron Corporation | Floating interturbine duct assembly for high temperature power turbine |
US5692858A (en) * | 1996-01-05 | 1997-12-02 | Vaughan; Donald R. | Apparatus for soil irrigation |
US5836048A (en) | 1996-08-09 | 1998-11-17 | Mcdonnell Douglas Corporation | Universal fire barrier grommet |
US6119305A (en) | 1997-06-17 | 2000-09-19 | Ta Mfg Co. | Sealing elements |
US6185885B1 (en) | 1999-01-08 | 2001-02-13 | Ken Thaler | Roof flashing assembly |
US6325595B1 (en) * | 2000-03-24 | 2001-12-04 | General Electric Company | High recovery multi-use bleed |
US6942452B2 (en) * | 2002-12-17 | 2005-09-13 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Grommeted bypass duct penetration |
-
2002
- 2002-12-17 US US10/320,411 patent/US6942452B2/en not_active Expired - Lifetime
-
2003
- 2003-11-18 DE DE60316604T patent/DE60316604T2/de not_active Expired - Lifetime
- 2003-11-18 CA CA2509935A patent/CA2509935C/en not_active Expired - Fee Related
- 2003-11-18 JP JP2004559515A patent/JP2006509946A/ja active Pending
- 2003-11-18 WO PCT/CA2003/001770 patent/WO2004055333A1/en active IP Right Grant
- 2003-11-18 EP EP03775023A patent/EP1581723B1/en not_active Expired - Fee Related
-
2005
- 2005-12-08 US US11/178,282 patent/US20060288687A1/en not_active Abandoned
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2008232150A (ja) * | 2007-03-20 | 2008-10-02 | Snecma | 冷却回路を備えたタービン間のケーシングおよびそれを備えるターボファン |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
DE60316604T2 (de) | 2008-07-03 |
EP1581723B1 (en) | 2007-09-26 |
DE60316604D1 (de) | 2007-11-08 |
WO2004055333A1 (en) | 2004-07-01 |
US20040111829A1 (en) | 2004-06-17 |
US20060288687A1 (en) | 2006-12-28 |
CA2509935C (en) | 2012-02-07 |
US6942452B2 (en) | 2005-09-13 |
EP1581723A1 (en) | 2005-10-05 |
CA2509935A1 (en) | 2004-07-01 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JP2006509946A (ja) | グロメット付きバイパスダクト貫通部 | |
EP2964950B1 (en) | Gas turbine engine with flexible bellows igniter seal assembly | |
US10125723B1 (en) | Coil spring hanger for exhaust duct liner | |
EP2126289B1 (en) | Transition support system for combustion transition ducts for turbine engines | |
JP2007513281A (ja) | 燃焼器壁とノズルプラットフォームとの間の褶動ジョイント | |
JP2003035418A (ja) | 2部分cmc燃焼室のための結合部 | |
US20120104747A1 (en) | Compliant sealing joint | |
US9309833B2 (en) | Leaf spring hanger for exhaust duct liner | |
EP3026345B1 (en) | Nozzle guide with internal cooling for a gas turbine engine combustor | |
US7331612B2 (en) | Low profile tension style flexible joint | |
KR101098455B1 (ko) | 이중 볼조인트를 갖춘 튜브를 이용하여 실내로 공기를추출하는 시스템을 갖춘 제트엔진 | |
JP7492960B2 (ja) | 航空機双流タービンエンジン筐体要素とナセル要素との間に挿入されることが想定される改良型空気密封装置 | |
CN116507798A (zh) | 排气锥在涡轮机喷嘴中的紧固 | |
US20230340926A1 (en) | Sealing assembly for a turbine ejection cone | |
EP3401537B1 (en) | Exhaust liner cable fastener | |
US20220055756A1 (en) | Aircraft firewall feedthrough device | |
SE527649C2 (sv) | Motor, fordon försett med en sådan motor, samt ett förbindningselement mellan ett första och ett andra element i en motor |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
A521 | Request for written amendment filed |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523 Effective date: 20060919 |
|
A621 | Written request for application examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621 Effective date: 20060919 |
|
A131 | Notification of reasons for refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131 Effective date: 20090414 |
|
A02 | Decision of refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A02 Effective date: 20091006 |