JP2007154889A - タービンノズル及びタービンエンジン - Google Patents

タービンノズル及びタービンエンジン Download PDF

Info

Publication number
JP2007154889A
JP2007154889A JP2006324939A JP2006324939A JP2007154889A JP 2007154889 A JP2007154889 A JP 2007154889A JP 2006324939 A JP2006324939 A JP 2006324939A JP 2006324939 A JP2006324939 A JP 2006324939A JP 2007154889 A JP2007154889 A JP 2007154889A
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
assembly
band
turbine nozzle
hook
turbine
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.)
Granted
Application number
JP2006324939A
Other languages
English (en)
Other versions
JP4781244B2 (ja
Inventor
Duane Busch
デュエイン・ブッシュ
Andrew Charles Powis
アンドリュー・チャールズ・ポウィス
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
General Electric Co
Original Assignee
General Electric Co
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by General Electric Co filed Critical General Electric Co
Publication of JP2007154889A publication Critical patent/JP2007154889A/ja
Application granted granted Critical
Publication of JP4781244B2 publication Critical patent/JP4781244B2/ja
Expired - Fee Related legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01DNON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/24Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
    • F01D25/246Fastening of diaphragms or stator-rings
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01DNON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00Stators
    • F01D9/02Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • F01D9/042Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector fixing blades to stators
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05DINDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2250/00Geometry
    • F05D2250/70Shape
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05DINDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00Function
    • F05D2260/94Functionality given by mechanical stress related aspects such as low cycle fatigue [LCF] of high cycle fatigue [HCF]
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05DINDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00Function
    • F05D2260/94Functionality given by mechanical stress related aspects such as low cycle fatigue [LCF] of high cycle fatigue [HCF]
    • F05D2260/941Functionality given by mechanical stress related aspects such as low cycle fatigue [LCF] of high cycle fatigue [HCF] particularly aimed at mechanical or thermal stress reduction
    • YGENERAL 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
    • Y02TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02TCLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

【課題】ガスタービンエンジン(10)用のタービンノズル(50)を提供する。
【解決手段】本タービンノズル(50)は、内面と外面と該内面から外向きに延びる前方フック組立体(72)とを備えた外側バンド(54)を含む。フック組立体(72)は、レール(78)と該レール(78)から外向きに延びる少なくとも1つのフック(80)とを含む。少なくとも1つのフック(80)は、少なくとも1つのスカラップ状陥凹領域(84)を含む。本タービンノズル(50)はまた、内側バンド(56)と、外側バンド(54)及び内側バンド(56)間で延びる少なくとも1つの翼形ベーン(52)とを含む。
【選択図】 図2

Description

本発明は、総括的にはガスタービンエンジンノズルに関し、より具体的にはガスタービンエンジンノズルを組立てるための方法及び装置に関する。
ガスタービンエンジンは、燃料・空気混合気を燃焼させる燃焼器を含み、燃焼した混合気は次ぎに、タービンノズル組立体を通ってタービンに向かって流れる。少なくとも幾つかの公知のタービンノズル組立体は、円周方向に配置されかつダブレットとして構成された複数のノズルを含む。少なくとも幾つかの公知のタービンノズルは、一体形に形成された内側及び外側バンドプラットフォームによって結合された2つ以上の円周方向に間隔を置いて配置された中空の翼形ベーンを含む。具体的には、内側バンドは、半径方向内側流路境界面を形成し、また外側バンドは、半径方向外側流路境界面を形成する。さらに、少なくとも幾つかの公知の外側バンドは、エンジン内にタービンノズルを結合するために使用する前方フック組立体及び後方フック組立体を含む。しかしながら、そのようなフック組立体は、該組立体に隣接した領域、例えば外側バンドと翼形ベーンとの間の接合部においてタービンノズル内に応力を生じる可能性があり、これにより、ノズルの寿命が短縮されるおそれがある。
1つの態様では、ガスタービンエンジン用のタービンノズルは、内面と外面と該内面から外向きに延びる前方フック組立体とを備えた外側バンドを含む。フック組立体は、レールと該レールから外向きに延びる少なくとも1つのフックとを含む。少なくとも1つのフックは、少なくとも1つのスカラップ状陥凹領域を含む。本タービンノズルはまた、内側バンドと、外側バンド及び内側バンド(56)間で延びる少なくとも1つの翼形ベーンとを含む。
本発明の別の態様では、ガスタービンエンジンは、外側バンドと内側バンドと該外側及び内側バンドによって一体に結合された複数の翼形ベーンとを備えた少なくとも1つのタービンノズル組立体を含む。外側バンドは、該外側バンドから半径方向外向きに延びる前方フック組立体を含む。前方フック組立体は、レールと該レールから外向きに延びる少なくとも1つのフックとを含む。少なくとも1つのフックは、少なくとも1つのスカラップ状陥凹領域を含む。
さらに、ガスタービンエンジン用のタービンノズルを組立てるための方法を開示する。この方法は、内側バンドと外側バンドとの間で延びる複数の翼形ベーンを含み、外側バンドが、レールと少なくとも1つのフックとを有する前方フック組立体を含むようになったタービンノズルを準備する段階と、タービンノズルに生じる応力を低下させるのを可能にする少なくとも1つのスカラップ状陥凹領域を前方フック組立体の少なくとも1つのフック内に形成する段階と、前方フック組立体を使用して、タービンノズルが該前方フック組立体によって少なくとも部分的に支持されるようにガスタービンエンジン内に該タービンノズルを結合する段階とを含む。
図1は、ガスタービンエンジン10の概略図であり、ガスタービンエンジン10は、直列流れ配置で、ファン組立体12と、高圧圧縮機14と、燃焼器16とを含む。エンジン10はさらに、高圧タービン18と低圧タービン20とを含む。エンジン10は、吸気側28及び排気側30を含む。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所在のGeneral Electric Aircraft Enginesから市販されているCF−34型エンジンである。
運転中、空気がファン組立体12を通って流れ、加圧空気が高圧圧縮機14に供給される。高度に加圧され空気は、燃焼器16に送給される。燃焼器16からの空気流は、タービン18及び20を駆動し、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。
図2は、ガスタービンエンジン(10)(図1に示す)で使用することができるタービンノズルセクタ50の例示的な実施形態の斜視図である。図3は、タービンノズルセクタ50の一部分の斜視図である。図4は、タービンノズルセクタ50の一部分の別の斜視図である。図5は、タービンノズルセクタ50の一部分のさらに別の斜視図である。ノズルセクタ50は、アーチ形半径方向外側バンド又はプラットフォーム54とアーチ形半径方向内側バンド又はプラットフォーム56とによって一体に結合された複数の円周方向に間隔を置いて配置された翼形ベーン52を含む。より具体的には、この例示的な実施形態では、各バンド54及び56は、翼形ベーン52と一体形に形成され、ノズルセクタ50は、2つの翼形ベーン52を含む。1つの実施形態では、各アーチ形ノズルセクタ50は、2ベーン型セグメントとして公知である。
内側バンド56は、該内側バンドから半径方向内向きに延びる後方フランジ60を含む。より具体的には、フランジ60は、バンド56の半径方向内面62に対して該バン56から半径方向内向きに延びる。内側バンド56はまた、該内側バンドから半径方向内向きに延びた前方フランジ64を含む。前方フランジ64は、内側バンド56の上流端縁部66と後方フランジ60との間に配置され、バンド56から半径方向内向きに延びる。
外側バンド54は、前方フック組立体72と後方フランジ74とを備えた片持ち取付けシステム70を含む。片持ち取付けシステム70は、周囲の環状エンジンケーシング(図示せず)によりエンジン10内にタービンノズル50を支持するのを可能にする。前方フック組立体72は、外側バンド54の外面76から半径方向外向きに延びる。前方フック組立体72は、前方レール78とフック80とを含む。レール78は、円周方向に外側バンドの外面76を横切りかつ一対の対向配置された円周方向セクタ端部82間で外側バンド外面76から半径方向外向きに延びる。
エンジン10は、それに限定されないが低圧タービン(図示せず)のようなロータ組立体(図示せず)を含み、ロータ組立体は、タービンノズルセクタ50の下流に位置するロータブレード(図示せず)の少なくとも1つの列を含む。ロータ組立体は、該ロータ組立体及びタービンノズルセクタ50の周りで円周方向に延びるロータシュラウド(図示せず)によって囲まれる。片持ち取付けシステム70は、シュラウドを支持しかつ該シュラウドに結合されたハンガ(図示せず)を介して各タービンノズルセクタ50をロータシュラウドに結合する。より具体的には、フック80は、ハンガ内に形成された半径方向外側チャネル(図示せず)内に摺動可能に結合される。
フック80は、円周方向端部82間で連続して延びるのではなく、正確に言えば、フック80は、1つ又はそれ以上のスカラップ状陥凹領域84を含む。スカラップ状陥凹領域84は、それに限定されないが、タービンノズルセクタ50に生じる機械的及び/又は熱的応力のような応力を低下させるのを可能にすることができる。例えば、幾つかの実施形態では、1つ又は複数のスカラップ状陥凹部84は、翼形ベーン52と外側バンド54との間の接合部に生じる応力を低下させるのを可能にすることができる。1つの陥凹領域84を図示しているが、フック80は、あらゆる数のスカラップ状陥凹領域84を含むことができる。さらに、1つ又は複数のスカラップ状陥凹領域84は、本明細書ではそのような寸法、形状、配向及び/又は位置を説明及び/又は図示していようがいるまいが、タービンノズルセクタ50内に生じる応力を低下させるのを可能にするあらゆる好適な寸法、形状、配向及び/又は位置を有することができる。従って、1つ又は複数のスカラップ状陥凹領域84は、タービンノズルセクタ50の使用寿命を延長すること並びに/或いは運転時にタービンノズルセクタ50に対して維持することが必要な及び/又は望ましいことになる冷却空気量を低減することを可能にすることができる。さらに、前方フック組立体72がスカラップ状であるので、陥凹領域84を含まない他の公知のタービンノズルと比較してタービンノズルセクタ50の全体重量が軽減される。
1つ又は複数のスカラップ状陥凹領域84に隣接して、1つ又はそれ以上のシール組立体88が配置される。1つのシール組立体88を図示しているが、タービンノズルセクタ50は、あらゆる数のシール組立体88を含むことができる。シール組立体88は、陥凹領域84を通しての流体漏洩を低減するのを可能にするあらゆる場所に配置することができるが、この例示的な実施形態では、シール組立体88は、スカラップ状陥凹領域84に少なくとも部分的に重なった状態でフック組立体レール78の下流側面90に沿ってシール接触した状態で延びるシール部材90を含む。さらに、この例示的な実施形態では、シール部材90は、フック80の半径方向外面94に沿ってシール接触した状態で延びる。従って、シール組立体88は、スカラップ状陥凹領域84を通しての流体漏洩を低減するのを可能にすることができる。幾つかの実施形態では、流体圧力が、シール部材90をレール78及び/又はフック80とシール接触した状態に維持するのを可能にする。さらに、幾つかの実施形態では、シール部材90は、フック組立体72に摺動可能に結合されて該フック組立体72の熱膨張及び/又は収縮時におけるシール部材90とフック組立体72との間でのシール接触を可能にする。例えば、この例示的な実施形態では、シール部材90は、フック半径方向外面94のスロット92内で移動するようにフック組立体72に結合される。シール部材90は、あらゆる好適な方法、構成、配置、位置、配向、配列としてまた/或いはあらゆる好適な構造及び/又は手段によってフック部材72に摺動可能に結合することができる。
上記のタービンノズルは、前方レールから延びるスカラップ状前方フック組立体を含む。フック組立体は、外側バンドにわたって円周方向に間隔を置いて配置された1つ又はそれ以上の陥凹領域を含む。陥凹領域は、タービンノズル組立体の全体重量を軽減するだけでなく、タービンノズルに生じる機械的及び/又は熱的応力を低下させるのを可能にする。加えて、タービンノズルは、陥凹領域に少なくとも部分的に重なったシール組立体を含んで該陥凹領域を通しての流体漏洩を低減するのを可能にする。その結果、タービンノズルの耐久性及び使用寿命は、スカラップ状フック組立体とシール組立体との組合せによって増大させることが可能になる。
以上、タービンノズルの例示的な実施形態を詳細に説明している。本ノズルは本明細書に記載した特定の実施形態に限定されるものではなく、それよりもむしろ各タービンノズルの構成部品は、本明細書に記載した他の構成部品から独立してかつ別個に利用することができる。
様々な特定の実施形態に関して本発明を説明してきたが、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することができることは当業者には明らかであろう。
例示的なガスタービンエンジンの概略図。 図1に示すガスタービンエンジンで使用することができるタービンノズルの例示的な実施形態の斜視図。 図2に示すタービンノズルの一部分の斜視図。 図2に示すタービンノズルの一部分の別の斜視図。 図2に示すタービンノズルの一部分のさらに別の斜視図。
符号の説明
10 ガスタービンエンジン
12 ファン組立体
14 高圧圧縮機
16 燃焼器
18 高圧タービン
20 低圧タービン
28 吸気側
30 排気側
50 タービンノズルセクタ
52 翼形ベーン
54 外側バンド
56 内側バンド
60 後方フランジ
62 内面
64 前方フランジ
66 上流端縁部
70 片持ち取付けシステム
72 前方フック組立体
74 後方フランジ
76 外面
78 レール
80 フック
82 端部
84 陥凹領域
88 シール組立体
90 シール部材
92 スロット
94 外面

Claims (10)

  1. 内面と外面と前記内面から外向きに延びる前方フック組立体(72)とを含む外側バンド(54)と、
    内側バンド(56)と、
    前記外側バンドと前記内側バンドとの間で延びる少なくとも1つの翼形ベーン(52)と、を含み、
    前記前方フック組立体(72)が、レール(78)と前記レールから外向きに延びる少なくとも1つのフック(80)とを含み、
    前記少なくとも1つのフックが、少なくとも1つのスカラップ状陥凹領域(84)を含む、
    ガスタービンエンジン(10)用のタービンノズル(50)。
  2. 前記少なくとも1つのスカラップ状陥凹領域(84)に隣接して配置されたシール組立体(88)をさらに含む、請求項1記載のタービンノズル(50)。
  3. 前記シール組立体(88)が、前記少なくとも1つのスカラップ状陥凹領域(84)に少なくとも部分的に重なった状態で、前記外側バンド(54)前方フック組立体(72)の下流側面上に配置される、請求項2記載のタービンノズル(50)。
  4. 前記シール組立体(88)が、前記少なくとも1つのスカラップ状陥凹領域(84)を通しての流体漏洩を低減するように構成される、請求項2記載のタービンノズル(50)。
  5. 前記シール組立体(88)が、前記前方フック組立体(72)に摺動可能に結合される、請求項2記載のタービンノズル(50)。
  6. 前記外側バンド(54)が、アーチ形であり、かつ上流側面と下流側面と前記上流及び下流側面間で延びる一対の円周方向外側面とをさらに含み、前記前方フック組立体レール(78)が、前記円周方向外側面間で前記外側バンド外面を横切って延び、前記少なくとも1つのスカラップ状陥凹領域(84)が、前記円周方向外側面間に形成される、請求項1記載のタービンノズル(50)。
  7. 前記少なくとも1つのスカラップ状陥凹領域(84)が、該タービンノズルに生じる応力を低下させるのを可能にする、請求項1記載のタービンノズル(50)。
  8. 外側バンド(54)と内側バンド(56)と前記外側及び内側バンドによって一体に結合された複数の翼形ベーン(52)とを備えた少なくとも1つのタービンノズル組立体を含み、
    前記外側バンドが、該外側バンドから半径方向外向きに延びる前方フック組立体(72)を含み、
    前記前方フック組立体が、レール(78)と前記レールから外向きに延びる少なくとも1つのフック(80)とを含み、
    前記少なくとも1つのフックが、少なくとも1つのスカラップ状陥凹領域(84)を含む、
    ガスタービンエンジン(10)。
  9. 前記少なくとも1つのスカラップ状陥凹領域(84)に隣接して配置されたシール組立体(88)をさらに含む、請求項8記載のガスタービンエンジン(10)。
  10. 前記シール組立体(88)が、前記少なくとも1つのスカラップ状陥凹領域(84)に少なくとも部分的に重なった状態で、前記外側バンド(54)前方フック組立体(72)の下流側面上に配置される、請求項9記載のガスタービンエンジン(10)。
JP2006324939A 2005-11-30 2006-11-30 タービンノズル及びタービンエンジン Expired - Fee Related JP4781244B2 (ja)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US11/290,010 2005-11-30
US11/290,010 US7762761B2 (en) 2005-11-30 2005-11-30 Methods and apparatus for assembling turbine nozzles

Publications (2)

Publication Number Publication Date
JP2007154889A true JP2007154889A (ja) 2007-06-21
JP4781244B2 JP4781244B2 (ja) 2011-09-28

Family

ID=37595304

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP2006324939A Expired - Fee Related JP4781244B2 (ja) 2005-11-30 2006-11-30 タービンノズル及びタービンエンジン

Country Status (3)

Country Link
US (1) US7762761B2 (ja)
EP (1) EP1793088A3 (ja)
JP (1) JP4781244B2 (ja)

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2016021330A1 (ja) * 2014-08-04 2016-02-11 三菱日立パワーシステムズ株式会社 静翼、ガスタービン、分割環、静翼の改造方法、および、分割環の改造方法
KR101937586B1 (ko) * 2017-09-12 2019-01-10 두산중공업 주식회사 베인 조립체, 터빈 및 이를 포함하는 가스터빈
RU2779785C1 (ru) * 2020-08-06 2022-09-13 Мицубиси Пауэр, Лтд. Сопло газовой турбины с соплами, сформированными как единое целое
US11448079B2 (en) 2020-08-06 2022-09-20 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gas turbine nozzle

Families Citing this family (23)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2925572B1 (fr) * 2007-12-24 2010-02-12 Snecma Services Procede de choix d'un arrangement de secteurs pour un distributeur pour turbomachine
GB2462268A (en) * 2008-07-30 2010-02-03 Siemens Ag A segment of an annular guide vane assembly comprising a cut-out with a seal block within
EP2383435A1 (en) 2010-04-29 2011-11-02 Siemens Aktiengesellschaft Turbine vane hollow inner rail
RU2536443C2 (ru) 2011-07-01 2014-12-27 Альстом Текнолоджи Лтд Направляющая лопатка турбины
US8920117B2 (en) 2011-10-07 2014-12-30 Pratt & Whitney Canada Corp. Fabricated gas turbine duct
US8888442B2 (en) 2012-01-30 2014-11-18 Pratt & Whitney Canada Corp. Stress relieving slots for turbine vane ring
FR2990719B1 (fr) * 2012-05-16 2016-07-22 Snecma Distributeur de turbomachine, et procede de fabrication
WO2014151299A1 (en) 2013-03-15 2014-09-25 United Technologies Corporation Gas turbine engine turbine vane rail seal
US9920642B2 (en) * 2013-03-15 2018-03-20 Ansaldo Energia Ip Uk Limited Compressor airfoil
EP3011141B1 (en) * 2013-06-17 2020-02-26 United Technologies Corporation Turbine vane with platform pad
EP3052764B1 (en) * 2013-10-03 2024-04-10 RTX Corporation Mid-turbine frame wiht a plurality of vanes.
WO2015187164A1 (en) * 2014-06-05 2015-12-10 Siemens Energy, Inc. Turbine vane od support
US9995160B2 (en) 2014-12-22 2018-06-12 General Electric Company Airfoil profile-shaped seals and turbine components employing same
FR3048017B1 (fr) * 2016-02-24 2019-05-31 Safran Aircraft Engines Redresseur pour compresseur de turbomachine d'aeronef, comprenant des orifices de prelevement d'air de forme etiree selon la direction circonferentielle
US10287903B2 (en) 2016-04-06 2019-05-14 General Electric Company Steam turbine drum nozzle having alignment feature, related assembly, steam turbine and storage medium
US10385705B2 (en) 2016-05-06 2019-08-20 United Technologies Corporation Gas turbine engine having a vane assembly
US10641129B2 (en) 2017-11-08 2020-05-05 United Technologies Corporation Support rail truss for gas turbine engines
US20190218928A1 (en) * 2018-01-17 2019-07-18 United Technologies Corporation Blade outer air seal for gas turbine engine
US20190309641A1 (en) * 2018-04-04 2019-10-10 United Technologies Corporation Gas turbine engine having cantilevered stators with sealing members
JP2021195920A (ja) * 2020-06-16 2021-12-27 東芝エネルギーシステムズ株式会社 タービン静翼
FR3116861B1 (fr) * 2020-11-27 2022-10-21 Safran Aircraft Engines Dispositif et procede de controle des secteurs pour l’assemblage de distributeurs d’une turbine
US11814991B1 (en) * 2022-07-28 2023-11-14 General Electric Company Turbine nozzle assembly with stress relief structure for mounting rail
US11885241B1 (en) 2022-07-28 2024-01-30 General Electric Company Turbine nozzle assembly with stress relief structure for mounting rail

Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS4826086B1 (ja) * 1969-12-01 1973-08-06
US4017213A (en) * 1975-10-14 1977-04-12 United Technologies Corporation Turbomachinery vane or blade with cooled platforms
US4126405A (en) * 1976-12-16 1978-11-21 General Electric Company Turbine nozzle
US4720236A (en) * 1984-12-21 1988-01-19 United Technologies Corporation Coolable stator assembly for a gas turbine engine
US6494677B1 (en) * 2001-01-29 2002-12-17 General Electric Company Turbine nozzle segment and method of repairing same
JP2003184506A (ja) * 2001-11-15 2003-07-03 General Electric Co <Ge> ガスタービンノズルを冷却するための方法と装置
JP2003269107A (ja) * 2002-02-27 2003-09-25 General Electric Co <Ge> ガスタービンエンジンにおけるタービンノズルの内側バンド用のリーフシール支持体
JP2004204844A (ja) * 2002-12-20 2004-07-22 General Electric Co <Ge> ガスタービンノズルを組み立てるための方法及び装置
JP2004257389A (ja) * 2003-02-27 2004-09-16 General Electric Co <Ge> タービンノズルセグメントの片持ち式支持

Family Cites Families (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3365173A (en) * 1966-02-28 1968-01-23 Gen Electric Stator structure
US4920742A (en) * 1988-05-31 1990-05-01 General Electric Company Heat shield for gas turbine engine frame
US4897021A (en) * 1988-06-02 1990-01-30 United Technologies Corporation Stator vane asssembly for an axial flow rotary machine
US5174715A (en) 1990-12-13 1992-12-29 General Electric Company Turbine nozzle
FR2683851A1 (fr) * 1991-11-20 1993-05-21 Snecma Turbomachine equipee de moyens facilitant le reglage des jeux du stator entree stator et rotor.
US6200092B1 (en) 1999-09-24 2001-03-13 General Electric Company Ceramic turbine nozzle
US6579061B1 (en) * 2001-07-27 2003-06-17 General Electric Company Selective step turbine nozzle
US6514041B1 (en) * 2001-09-12 2003-02-04 Alstom (Switzerland) Ltd Carrier for guide vane and heat shield segment
DE10210866C5 (de) * 2002-03-12 2008-04-10 Mtu Aero Engines Gmbh Leitschaufelbefestigung in einem Strömungskanal einer Fluggasturbine
US6851924B2 (en) * 2002-09-27 2005-02-08 Siemens Westinghouse Power Corporation Crack-resistance vane segment member
US6921246B2 (en) * 2002-12-20 2005-07-26 General Electric Company Methods and apparatus for assembling gas turbine nozzles
US7291946B2 (en) * 2003-01-27 2007-11-06 United Technologies Corporation Damper for stator assembly
US7334306B2 (en) 2004-06-02 2008-02-26 General Electric Company Methods and apparatus for fabricating a turbine nozzle assembly

Patent Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS4826086B1 (ja) * 1969-12-01 1973-08-06
US4017213A (en) * 1975-10-14 1977-04-12 United Technologies Corporation Turbomachinery vane or blade with cooled platforms
US4126405A (en) * 1976-12-16 1978-11-21 General Electric Company Turbine nozzle
US4720236A (en) * 1984-12-21 1988-01-19 United Technologies Corporation Coolable stator assembly for a gas turbine engine
US6494677B1 (en) * 2001-01-29 2002-12-17 General Electric Company Turbine nozzle segment and method of repairing same
JP2003184506A (ja) * 2001-11-15 2003-07-03 General Electric Co <Ge> ガスタービンノズルを冷却するための方法と装置
JP2003269107A (ja) * 2002-02-27 2003-09-25 General Electric Co <Ge> ガスタービンエンジンにおけるタービンノズルの内側バンド用のリーフシール支持体
JP2004204844A (ja) * 2002-12-20 2004-07-22 General Electric Co <Ge> ガスタービンノズルを組み立てるための方法及び装置
JP2004257389A (ja) * 2003-02-27 2004-09-16 General Electric Co <Ge> タービンノズルセグメントの片持ち式支持

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2016021330A1 (ja) * 2014-08-04 2016-02-11 三菱日立パワーシステムズ株式会社 静翼、ガスタービン、分割環、静翼の改造方法、および、分割環の改造方法
KR101937586B1 (ko) * 2017-09-12 2019-01-10 두산중공업 주식회사 베인 조립체, 터빈 및 이를 포함하는 가스터빈
RU2779785C1 (ru) * 2020-08-06 2022-09-13 Мицубиси Пауэр, Лтд. Сопло газовой турбины с соплами, сформированными как единое целое
US11448079B2 (en) 2020-08-06 2022-09-20 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gas turbine nozzle
RU2779785C9 (ru) * 2020-08-06 2022-10-28 Мицубиси Пауэр, Лтд. Сопло газовой турбины с соплами, сформированными как единое целое
DE102021208580B4 (de) 2020-08-06 2024-02-29 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gasturbinendüse

Also Published As

Publication number Publication date
EP1793088A3 (en) 2012-05-02
JP4781244B2 (ja) 2011-09-28
US20070122275A1 (en) 2007-05-31
US7762761B2 (en) 2010-07-27
EP1793088A2 (en) 2007-06-06

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP4781244B2 (ja) タービンノズル及びタービンエンジン
JP4515086B2 (ja) ガスタービンノズルを組み立てるための方法及び装置
JP5414200B2 (ja) タービンロータブレード組立体及びそれを製作する方法
JP5074014B2 (ja) タービンエンジンノズルアセンブリ及びガスタービンエンジン
US8684680B2 (en) Sealing and cooling at the joint between shroud segments
JP5156362B2 (ja) 弓形要素を支持するための冠状レール
US20060159549A1 (en) Gas turbine engine shroud sealing arrangement
JP3982628B2 (ja) ガスタービンノズルを組み立てるための方法及び装置
JP2008032014A (ja) シュラウドハンガ組立体及びガスタービンエンジン
JP2008157221A (ja) 外側バンドの低サイクル疲労を改善するためのクラウンフランジを備えた片持ち式ノズル
JPH02108801A (ja) タービン動翼
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
US20180347466A1 (en) Engine component with insert
EP3000990B1 (en) A shroud segment retainer of a turbine
US20190218925A1 (en) Turbine engine shroud
JP2007154899A (ja) タービンエンジンノズルアセンブリ及びタービンエンジン
JP2008133829A (ja) タービンエンジンにおける損失の削減を容易にする装置
US20170306768A1 (en) Turbine engine shroud assembly
US10450874B2 (en) Airfoil for a gas turbine engine
JP2019056366A (ja) タービンエンジン翼形部用のシールド
JP2005061418A (ja) ガスタービンエンジンを製作するための方法及び装置
CN107461225B (zh) 用于燃气涡轮发动机的喷嘴冷却系统
US11377963B2 (en) Component for a turbine engine with a conduit
WO2015073214A1 (en) Vane array with non-integral platforms
JP6498290B2 (ja) インサートを備えるトランジションダクト出口フレーム

Legal Events

Date Code Title Description
A621 Written request for application examination

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621

Effective date: 20091127

RD04 Notification of resignation of power of attorney

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A7424

Effective date: 20091127

A977 Report on retrieval

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A971007

Effective date: 20101203

A131 Notification of reasons for refusal

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131

Effective date: 20101214

A521 Written amendment

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523

Effective date: 20110314

TRDD Decision of grant or rejection written
A01 Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01

Effective date: 20110607

A01 Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01

A61 First payment of annual fees (during grant procedure)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61

Effective date: 20110705

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20140715

Year of fee payment: 3

R150 Certificate of patent or registration of utility model

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

LAPS Cancellation because of no payment of annual fees