JP2624661B2 - Gas turbine engine sealing device - Google Patents
Gas turbine engine sealing deviceInfo
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- JP2624661B2 JP2624661B2 JP62000448A JP44887A JP2624661B2 JP 2624661 B2 JP2624661 B2 JP 2624661B2 JP 62000448 A JP62000448 A JP 62000448A JP 44887 A JP44887 A JP 44887A JP 2624661 B2 JP2624661 B2 JP 2624661B2
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- turbine
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- outer shroud
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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
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/22—Blade-to-blade connections, e.g. for damping vibrations
- F01D5/225—Blade-to-blade connections, e.g. for damping vibrations by shrouding
Description
【発明の詳細な説明】 〔産業上の利用分野〕 本発明は、タービン動翼先端付近の燃焼ガスの漏洩を
防止するために、タービン動翼先端とタービン動翼のケ
ーシングとの隙間に設けられたガスタービンエンジンの
シール装置に係り、特に前記ケーシング側のガスタービ
ンエンジンのシール装置に関する。DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION [Industrial Application Field] The present invention is provided in a gap between a tip of a turbine blade and a casing of the turbine blade in order to prevent leakage of combustion gas near the tip of the turbine blade. More particularly, the present invention relates to a gas turbine engine sealing device on the casing side.
従来の装置は、特開昭49−103006号公報に記載のよう
に、ターボ機械の密閉装置として、蜂の巣状の構造物
（ハニカム構造）の摩耗性物質を用い、ハニカム材には
ニッケルアルミナイド金属間化合物を用い、摺動するこ
とによって、摺損を起こしながら隙間を最小にする方法
を用いていた。しかし、この方法では摺損により徐々に
隙間は増大し、ある摺損量に達すると交換が必要であ
る。また、ハニカムシール母材の割れ発生事例も多数報
告されており、長時間の漏洩防止や摺損変形について
は、リミット値を設けてあるだけで、ほとんど考慮され
ていない。As described in Japanese Patent Application Laid-Open No. 49-103006, a conventional device uses an abrasion substance of a honeycomb structure (honeycomb structure) as a sealing device of a turbomachine, and uses a nickel aluminide metal as a honeycomb material. A method in which a gap is minimized while sliding is caused by sliding using a compound has been used. However, in this method, the gap gradually increases due to the sliding loss, and when the sliding loss reaches a certain amount, the gap needs to be replaced. In addition, many examples of cracking of the honeycomb seal base material have been reported, and long-term leakage prevention and sliding loss deformation are hardly considered because only limit values are provided.
特開昭55−101733号公報に記載の焼結金属繊維による
見掛け密度14.0〜22.5％の範囲内にある基体を含む複合
物品を用いたシールでは、シールと対面する複数のナイ
フエッジ歯をもち、面シールと共に作用するラビリンス
シール効果によっている。ラビリンスシールの場合、ナ
イフエッジ歯の先端には、通常、ある程度の隙間を設定
し、漏洩を黙認しており、漏洩の極値までは考慮されて
いない。A seal using a composite article including a substrate having an apparent density of 14.0 to 22.5% by a sintered metal fiber described in JP-A-55-101733 has a plurality of knife edge teeth facing the seal. It depends on the labyrinth sealing effect acting together with the face seal. In the case of the labyrinth seal, a certain gap is usually set at the tip of the knife edge tooth, and the leakage is tolerated, and the extreme value of the leakage is not considered.
特開昭56−18032号公報の記載によれば、ケーシング
側のアウターシュラウドリングに、環状金属支持板と多
孔性材料層を設け、その一部分を耐熱性のセラミック皮
膜で覆い、シュラウドを効果的に冷却する方法を考慮し
ている。しかし動翼先端における漏洩やタービン動翼性
能上の流れの問題は考慮していない。According to the description of JP-A-56-18032, an annular metal support plate and a porous material layer are provided on the outer shroud ring on the casing side, and a part thereof is covered with a heat-resistant ceramic film to effectively reduce the shroud. Consider the method of cooling. However, it does not take into account leakage at the blade tip or flow problems on turbine blade performance.
特開昭57−41406号公報によれば、軸線方向に可撓性
をもつシール用のリングを採用し、環状ステータ構造体
の一方との間の半径方向に摺動可能に接触を行ない、二
つの環状ステータ構造体間の相対膨張差を弾性的に吸収
する機能を持たせている。ステータ間の漏洩に関しては
考慮されているが、動翼先端の漏洩に関しては考慮され
ていない。According to Japanese Patent Application Laid-Open No. 57-41406, a sealing ring having flexibility in the axial direction is adopted, and a radially slidable contact is made between one of the annular stator structures. A function of elastically absorbing a relative expansion difference between the two annular stator structures is provided. Although leakage between stators is considered, leakage at the blade tip is not considered.
また、特開昭56−81202号公報の記載によれば、ケー
シングに突設したリングをシュラウドに熱的に結合する
ことによって、タービン回転部分と周囲ケーシング側シ
ュラウドとの隙間を制御している。しかし隙間の微小制
御を行なうには、ケーシングの熱的管理、シュラウドと
の連携など、コントロールファクタが多過ぎるため、実
用的な簡易さに欠ける。According to JP-A-56-81202, the gap between the turbine rotating portion and the surrounding casing side shroud is controlled by thermally connecting a ring protruding from the casing to the shroud. However, there are too many control factors, such as thermal management of the casing and cooperation with the shroud, to perform minute control of the gap, and therefore, practical simplicity is lacking.
特開昭56−54905号および特開昭56−54906号公報の記
載によれば、ケーシング側タービンシュラウドに機械的
にマトリックス接合手段を伴う金属下層に、熱処理によ
りジルコニウム酸化物のセラミックス層を接合し、シュ
ラウドの耐摩耗性を向上させ、熱応力を減少する機能を
もたせたもので、層に非常に細かいクラックを発達さ
せ、その充填物層にクッション効果を与えている。耐摩
耗性の向上と熱応力特性の向上にセラミツクス材料を用
いることは有効であるが、超弾性材料や超塑性材料を用
いることは考慮されていない。また、タービン動翼先端
との隙間維持の手法、あるいは、設定条件などについて
も考慮されていない。According to JP-A-56-54905 and JP-A-56-54906, a ceramic layer of zirconium oxide is joined by heat treatment to a metal lower layer having a matrix joining means mechanically attached to a turbine shroud on a casing side. It has the function of improving the abrasion resistance of the shroud and reducing the thermal stress, and develops very fine cracks in the layer to give a cushioning effect to the filling layer. Although it is effective to use a ceramic material for improving the wear resistance and the thermal stress characteristics, use of a superelastic material or a superplastic material is not considered. In addition, neither a technique for maintaining a gap with the tip of the turbine blade nor a setting condition is considered.
この他、特開昭56−138404号公報では、ガスタービン
のシールに、金属縦糸、金属横糸および金属パイル縦糸
などを織込んだ環状シールを取付ている。これはタービ
ンディスク上の問題を扱っており、タービン動翼先端の
問題については考慮されていない。In addition, in Japanese Patent Application Laid-Open No. 56-138404, an annular seal incorporating a metal warp, a metal weft, a metal pile warp, and the like is attached to a seal of a gas turbine. It addresses issues on the turbine disk and does not consider issues with turbine blade tips.
特開昭56−162209号公報では、上記ガスタービンのシ
ールにシールフィン構造を用ている。しかし同公報に示
される薄肉金属製袋の環状では、ガスタービン動翼には
適応できない。In JP-A-56-162209, a seal fin structure is used for the gas turbine seal. However, the annular shape of the thin metal bag disclosed in the publication cannot be applied to a gas turbine blade.
特開昭56−72203号公報では、シュラウドセグメント
に金網を規則正しく配置しているが、漏洩を極力防止す
ることまでは考慮されていない。In Japanese Patent Application Laid-Open No. 56-72203, a wire mesh is regularly arranged in a shroud segment, but no consideration is given to preventing leakage as much as possible.
また、特開昭57−41407号公報のタービン動翼先端シ
ール装置によれば、環状リングを用いて、動翼先端間を
最小にするための変形可動部を設けているが、動翼先端
と外側環状リングとの接触状態はなく、漏洩がなくなる
までの隙間ではない。Further, according to the turbine blade tip sealing device disclosed in Japanese Patent Application Laid-Open No. 57-41407, a deformable portion is provided to minimize the distance between the blade tips using an annular ring. There is no contact with the outer annular ring and it is not a gap until there is no leakage.
特開昭57−16206号公報によれば、アウターシュラウ
ドに溝を製作し、動翼の先端から冷却空気を流出させる
ことにより、シュラウドの冷却と同時にシール層を形成
し漏洩防止を図っている。しかし、動翼先端には隙間が
あり、二次流れなどによって主流ガスが混入し、漏洩が
なくなる保証はない。また、溝の形状によっては、或る
サイクルで溝から上記空気の噴出や対向流として流出
し、漏洩が大きくなることが考えられる。According to Japanese Patent Application Laid-Open No. 57-16206, a groove is formed in the outer shroud, and cooling air is caused to flow out from the tip of the moving blade to form a seal layer simultaneously with cooling of the shroud, thereby preventing leakage. However, there is a gap at the tip of the moving blade, and there is no guarantee that the mainstream gas is mixed due to the secondary flow or the like and the leakage is eliminated. Further, depending on the shape of the groove, it is conceivable that the air is discharged from the groove as a jet or counterflow in a certain cycle, and the leakage increases.
なお、この種の装置として関連するものには、例え
ば、特開昭56−6006号、特開昭56−503号、特開昭57−1
0710号、特開昭57−26211号、特開昭55−117011号、特
開昭55−117012号、特開昭56−6004号、特開昭56−3493
1号、特開昭54−159516号、特開昭47−35508号、特開昭
53−17814号、特開昭51−77708号、特開昭49−21514
号、特開昭49−132443号、特開昭51−126408号、特開昭
53−65516号、特開昭54−10817号、特開昭54−77818号
公報などが挙げられる。It should be noted that related devices of this type include, for example, JP-A-56-6006, JP-A-56-503, and JP-A-57-1.
No. 0710, JP-A-57-26211, JP-A-57-117011, JP-A-55-117012, JP-A-56-6004, JP-A-56-3493
No. 1, JP-A-54-159516, JP-A-47-35508, JP-A
53-17814, JP-A-51-77708, JP-A-49-21514
No., JP-A-49-132443, JP-A-51-126408, JP-A-49-132408
53-65516, JP-A-54-10817 and JP-A-54-77818.
上記従来技術では、ガスタービンエンジンのタービン
動翼先端付近の燃焼ガスの漏洩を完全に防止するには至
っていない。In the above-mentioned conventional technology, the leakage of the combustion gas near the tip of the turbine blade of the gas turbine engine has not been completely prevented.
本発明の目的は、ガスタービンエンジンのいかなる運
転状態（稼働・停止等）においても、タービン動翼先端
とのタービン動翼のケーシングとの隙間をほぼ零にする
ことによって、ガスタービンエンジンのタービン動翼先
端付近の燃焼ガスの漏洩を完全に防止するシール装置を
提供することである。SUMMARY OF THE INVENTION An object of the present invention is to make the gap between the tip of a turbine blade and the casing of the turbine blade almost zero in any operating state (running / stopping, etc.) of the gas turbine engine, thereby improving the turbine operation of the gas turbine engine. An object of the present invention is to provide a seal device that completely prevents leakage of combustion gas near a blade tip.
本発明においては、回転駆動する複数のタービン動翼
の先端に形成されたタービンシュラウドと、前記タービ
ン動翼のケーシングに形成されたアウターシュラウドリ
ングとを備えている。The present invention includes a turbine shroud formed at the tip of a plurality of turbine blades that are rotationally driven, and an outer shroud ring formed in a casing of the turbine blade.
そして本発明においては、前記アウターシュラウドリ
ング側であって、前記タービンシュラウドと前記アウタ
ーシュラウドリングとの間に、超弾性材料であるNi−Ti
合金から成る隙間防止シールを備えている。In the present invention, Ni-Ti which is a superelastic material is provided on the outer shroud ring side and between the turbine shroud and the outer shroud ring.
A gap prevention seal made of an alloy is provided.
また本発明においては、前記アウターシュラウドリン
グの材質を、前記Ni−Ti合金としている。Further, in the present invention, the material of the outer shroud ring is the Ni-Ti alloy.
〔作用〕 ガスタービンエンジンの停止状態では、回転駆動する
複数のタービン動翼の先端に形成されたタービンシュラ
ウドと、前記タービン動翼のケーシングに形成されたア
ウターシュラウドリングとを接触させておく。そしてガ
スタービンエンジンが稼働し、前記タービン動翼が半径
方向に熱膨張した場合には、前記アウターシュラウドリ
ングに形成された超弾性材料であるNi−Ti合金から成る
隙間防止シール、あるいは前記Ni−Ti合金から成る前記
アウターシュラウドリングが、その弾性特性を活かし、
前記動翼の熱膨張を許容する。これにより、ガスタービ
ン稼働時においても、前記タービン動翼の先端は、前記
アウターシュラウドに摺動接触している。つまり、ガス
タービンエンジンの稼働・停止における前記タービン動
翼の伸縮に対し、前記アウターシュラウドリングが追従
し、前記隙間は常にほぼ零となる。これにより、タービ
ン動翼先端付近の燃焼ガスの漏洩を完全に防止すること
ができる。[Operation] In a stopped state of the gas turbine engine, a turbine shroud formed at the tip of a plurality of turbine rotor blades driven to rotate is brought into contact with an outer shroud ring formed in a casing of the turbine rotor blade. Then, when the gas turbine engine is operated and the turbine blade thermally expands in the radial direction, a gap preventing seal made of a Ni-Ti alloy which is a superelastic material formed on the outer shroud ring, or the Ni-Ti alloy is used. The outer shroud ring made of Ti alloy makes use of its elastic properties,
Thermal expansion of the bucket is allowed. Thus, even during operation of the gas turbine, the tip of the turbine blade is in sliding contact with the outer shroud. That is, the outer shroud ring follows the expansion and contraction of the turbine rotor blades during the operation / stop of the gas turbine engine, and the gap is always substantially zero. Thereby, the leakage of the combustion gas near the tip of the turbine blade can be completely prevented.
以下、本発明の実施例を第１図〜第５図を用いて説明
する。第１図は、タービン動翼周りの縦断側面図を示
す。第２図は、アウターシュラドリングの冷却機能及び
空気のシール層形成機能を備えたタービン動翼先端付近
の縦断側面図を示す。第３図は、アウターシュラウドリ
ングにNi−Ti合金を用いた場合のタービン動翼先端付近
の縦断側面図を示す。第４図は、アウターシュラウドリ
ングにNi−Ti合金から成る隙間防止シールを形成した場
合のタービン動翼先端付近の縦断側面図を示す。第５図
は、第２図においてタービン動翼先端にタービンシュラ
ウドを形成した場合のタービン動翼先端付近の縦断側面
図を示す。Hereinafter, an embodiment of the present invention will be described with reference to FIGS. FIG. 1 shows a longitudinal side view around a turbine rotor blade. FIG. 2 is a vertical sectional side view showing the vicinity of the tip of a turbine blade provided with a function of cooling an outer shroud ring and a function of forming an air seal layer. FIG. 3 is a longitudinal side view of the vicinity of the tip of a turbine blade when a Ni-Ti alloy is used for an outer shroud ring. FIG. 4 is a longitudinal side view of the vicinity of the tip of the turbine blade when a gap preventing seal made of a Ni—Ti alloy is formed on the outer shroud ring. FIG. 5 is a vertical side view of the vicinity of the tip of the turbine blade when a turbine shroud is formed at the tip of the turbine blade in FIG.
ガスタービンエンジンにおいて、燃焼器で発生する高
温ガスは、燃焼器尾筒103から、タービンの静翼（ノズ
ル）102に導かれ整流される。その後、高温ガスは、タ
ービン動翼101を回転させ、動力を発生する。In a gas turbine engine, high-temperature gas generated in a combustor is guided from a combustor transition piece 103 to a stationary vane (nozzle) 102 of the turbine and rectified. Thereafter, the high-temperature gas rotates the turbine blade 101 to generate power.
一方、ガスタービン動翼のケーシング４には、アウタ
ーシュラウドサポート３を介して、アウターシュラウド
リング２が形成されている。ここでガスタービンエンジ
ンの停止状態では、前記タービン動翼101の先端が、前
記アウターシュラウドリング２に接触するようにしてあ
る。そして、ガスタービンエンジンが稼働し始めると、
前記タービン動翼101は、特に半径方向に熱膨張する。
この際、Ni−Ti合金から成るアウターシュラウドリング
２（第３図）が前記タービン動翼の熱膨張を許容する。
あるいはまた、アウターシュラウドリング２に形成され
たNi−Ti合金から成る隙間防止シール１（第４図）が、
前記タービン動翼の熱膨張を許容する。これにより、ガ
スタービンエンジンが稼働し、前記タービン動翼101が
熱望朝した場合にも、前記アウターシュラドリング２と
タービンシュラウド104との隙間はほぼ零となる。On the other hand, an outer shroud ring 2 is formed on a casing 4 of the gas turbine rotor blade via an outer shroud support 3. Here, when the gas turbine engine is stopped, the tip of the turbine blade 101 comes into contact with the outer shroud ring 2. And when the gas turbine engine starts running,
The turbine blade 101 thermally expands particularly in the radial direction.
At this time, the outer shroud ring 2 (FIG. 3) made of a Ni-Ti alloy allows the thermal expansion of the turbine blade.
Alternatively, a gap prevention seal 1 (FIG. 4) made of a Ni—Ti alloy formed on the outer shroud ring 2 is provided.
Thermal expansion of the turbine blade is allowed. As a result, even when the gas turbine engine operates and the turbine blade 101 heats up, the gap between the outer shroud ring 2 and the turbine shroud 104 becomes substantially zero.
また、ガスタービンエンジンの稼働時は、タービン内
部が燃焼ガスにより非常に高温となることから、Ni−Ti
合金が、その弾性特性を括かせない状態となることが推
測される。この場合は、図５に示すように、前記アウタ
ーシュラウドリング２と前記ケーシング４との間に、前
記ケーシング４を冷却するために用いられていた冷却空
気11の一部を抽気し、前記アウターシュラウドリング２
あるいは前記隙間防止シール１を冷却する。When the gas turbine engine is operating, the temperature inside the turbine becomes extremely high due to the combustion gas.
It is presumed that the alloy is in a state where its elastic properties cannot be confined. In this case, as shown in FIG. 5, a part of the cooling air 11 used for cooling the casing 4 is extracted between the outer shroud ring 2 and the casing 4, and the outer shroud is Ring 2
Alternatively, the gap prevention seal 1 is cooled.
また、前記タービンシュラウド104あるいは前記アウ
ターシュラウドリング２が摺損し、前記タービンシュラ
ウド104と前記アウターシュラウドリング２との永久接
触が困難となる場合には、前記アウターシュラウドリン
グ２の冷却に用いた冷却空気11の一部を、前記アウター
シュラウドリング２から前記隙間に向かって噴流する。
これにより、前記タービンシュラウド104と前記アウタ
ーシュラウドリング２との間に、空気によるシール層を
形成して、燃焼ガスの漏洩を防止する。Further, when the turbine shroud 104 or the outer shroud ring 2 is damaged by sliding and the permanent contact between the turbine shroud 104 and the outer shroud ring 2 becomes difficult, cooling air used for cooling the outer shroud ring 2 is used. A part of 11 is jetted from the outer shroud ring 2 toward the gap.
Thus, a seal layer made of air is formed between the turbine shroud 104 and the outer shroud ring 2, thereby preventing combustion gas from leaking.
本実施例によれば、ガスタービンエンジンのいかなる
運転状態（稼働・停止等）においても、タービン動翼先
端101とケーシング４との隙間をほぼ零にでき、燃焼ガ
スの漏洩を完全に防止できる。According to the present embodiment, the gap between the turbine blade tip 101 and the casing 4 can be made substantially zero in any operating state of the gas turbine engine (operation, stop, etc.), and leakage of the combustion gas can be completely prevented.
本発明によれば、タービン動翼先端とケーシングとの
隙間を常にほぼ零にするためのシール機能が容易に確立
し、タービンの段落性能、チップクリアランスロスや二
流流れ損失の発生防止など全熱効率の向上を図ることが
できる。また、タービン動翼の回転運動は妨害されず、
しかも、常に隙間の生じない動きをすることから、ター
ビン動翼の偏心やぶれなどの異常現象の把握も容易にな
る。According to the present invention, a sealing function for making the gap between the turbine blade tip and the casing almost always zero can be easily established, and the overall thermal efficiency such as the stage performance of the turbine, the prevention of chip clearance loss and the occurrence of two-stream flow loss, etc. Improvement can be achieved. Also, the rotating motion of the turbine blade is not hindered,
In addition, since the movement is always performed without any gap, it is easy to grasp abnormal phenomena such as eccentricity and runout of the turbine blade.
第１図は、タービン動翼周りの縦断側面図を示す。第２
図は、アウターシュラウドリングの冷却機能及び空気の
シール層形成機能を備えたタービン動翼先端付近の縦断
側面図を示す。第３図は、アウターシュラウドリングに
Ni−Ti合金を用いた場合のタービン動翼先端付近の縦断
側面図を示す。第４図は、アウターシュラウドリングに
Ni−Ti合金から成る隙間防止シールを形成した場合のタ
ービン動翼先端付近の縦断側面図を示す。第５図は、第
２図においてタービン動翼先端にタービンシュラウドを
形成した場合のタービン動翼先端付近の縦断側面図を示
す １……隙間防止シールシールリング、２……アウターシ
ュラウドリング、３……アウターシュラウドサポート、
４……ケーシングまたは内部ケーシング35……外部ケー
シング、11……冷却空気、101……タービン動翼、102…
…静翼（ノズル）、103……燃焼器尾筒、104……タービ
ンシュラウド。FIG. 1 shows a longitudinal side view around a turbine rotor blade. Second
The figure shows a longitudinal side view of the vicinity of the tip of a turbine blade provided with a function of cooling an outer shroud ring and a function of forming an air seal layer. Fig. 3 shows the outer shroud ring
FIG. 2 is a longitudinal side view of the vicinity of the tip of a turbine blade when a Ni-Ti alloy is used. Fig. 4 shows the outer shroud ring
FIG. 3 is a vertical side view of the vicinity of the tip of a turbine rotor blade when a gap prevention seal made of a Ni—Ti alloy is formed. FIG. 5 shows a longitudinal side view of the vicinity of the tip of the turbine blade when a turbine shroud is formed at the tip of the turbine blade in FIG. 1. 1... Gap-preventing seal seal ring 2... … Outer shroud support,
4 casing or inner casing 35 outer casing 11 cooling air 101 turbine blade 102
… Static vanes (nozzles), 103… Combustor transition pieces, 104… Turbine shrouds.
Claims (2)
形成されたタービンシュラウドと、前記タービン動翼の
ケーシングに形成されたアウターシュラウドリングとを
有するガスタービンエンジンのシール装置において、 前記アウターシュラウドリング側であって、前記タービ
ンシュラウドと前記アウターシュラウドリングとの間
に、Ni−Ti合金から成る隙間防止シールを形成したこと
を特徴とするガスタービンエンジンのシール装置。1. A sealing device for a gas turbine engine, comprising: a turbine shroud formed at the tip of a plurality of turbine blades that are rotationally driven; and an outer shroud ring formed in a casing of the turbine blade. A seal device for a gas turbine engine, wherein a gap prevention seal made of a Ni-Ti alloy is formed on the ring side between the turbine shroud and the outer shroud ring.
形成されたタービンシュラウドと、前記タービン動翼の
ケーシングに形成されたアウターシュラウドリングとを
有するガスタービンエンジンのシール装置において、 前記アウターシュラウドリングが、Ni−Ti合金から成る
ことを特徴とするガスタービンエンジンのシール装置。2. A sealing device for a gas turbine engine, comprising: a turbine shroud formed at a tip of a plurality of turbine blades driven to rotate; and an outer shroud ring formed in a casing of the turbine blade. A sealing device for a gas turbine engine, wherein the ring is made of a Ni-Ti alloy.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP62000448A JP2624661B2 (en) | 1987-01-07 | 1987-01-07 | Gas turbine engine sealing device |
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| JP62000448A JP2624661B2 (en) | 1987-01-07 | 1987-01-07 | Gas turbine engine sealing device |
Publications (2)
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| JP2624661B2 true JP2624661B2 (en) | 1997-06-25 |
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Country Status (1)
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Families Citing this family (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6120242A (en) * | 1998-11-13 | 2000-09-19 | General Electric Company | Blade containing turbine shroud |
| US8985944B2 (en) * | 2011-03-30 | 2015-03-24 | General Electric Company | Continuous ring composite turbine shroud |
| US9915153B2 (en) | 2015-05-11 | 2018-03-13 | General Electric Company | Turbine shroud segment assembly with expansion joints |
Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4207024A (en) | 1977-05-27 | 1980-06-10 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Composite seal for turbomachinery |
-
1987
- 1987-01-07 JP JP62000448A patent/JP2624661B2/en not_active Expired - Lifetime
Patent Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4207024A (en) | 1977-05-27 | 1980-06-10 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Composite seal for turbomachinery |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPS63170506A (en) | 1988-07-14 |
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