JP3848485B2 - ターボジェットエンジンのライナーとタービンディストリビュータとの間の間隙を減少させる方法 - Google Patents

ターボジェットエンジンのライナーとタービンディストリビュータとの間の間隙を減少させる方法 Download PDF

Info

Publication number
JP3848485B2
JP3848485B2 JP08165399A JP8165399A JP3848485B2 JP 3848485 B2 JP3848485 B2 JP 3848485B2 JP 08165399 A JP08165399 A JP 08165399A JP 8165399 A JP8165399 A JP 8165399A JP 3848485 B2 JP3848485 B2 JP 3848485B2
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
liner
distributor
gap
brazing
reducing
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.)
Expired - Lifetime
Application number
JP08165399A
Other languages
English (en)
Other versions
JPH11324796A (ja
Inventor
アンヌ・マリー・アレツツ
エリツク・ステフアン・ビル
ミシエル・ジエラール・ポール・アコー
ロラン・フイリツプ・イブ・ルレ
ミシエル・ジヤン・ルベ
マルク・ロジエ・マルキ
ジヤン・マヌユエル・モルシヨ
デイデイエ・マリー・モルトガ
ミシエル・ジヤン−ピエール・ペルノ
テイエリー・クリスチヤン・サンズ
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.)
Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
SNECMA SAS
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 SNECMA SAS filed Critical SNECMA SAS
Publication of JPH11324796A publication Critical patent/JPH11324796A/ja
Application granted granted Critical
Publication of JP3848485B2 publication Critical patent/JP3848485B2/ja
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Lifetime legal-status Critical Current

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
    • F01D9/00Stators
    • F01D9/06Fluid supply conduits to nozzles or the like
    • F01D9/065Fluid supply or removal conduits traversing the working fluid flow, e.g. for lubrication-, cooling-, or sealing fluids
    • 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
    • Y10TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10TTECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T29/00Metal working
    • Y10T29/49Method of mechanical manufacture
    • Y10T29/49316Impeller making
    • Y10T29/49318Repairing or disassembling
    • 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
    • Y10TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10TTECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T29/00Metal working
    • Y10T29/49Method of mechanical manufacture
    • Y10T29/49316Impeller making
    • Y10T29/4932Turbomachine making

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Description

【0001】
【発明の属する技術分野】
本発明は、飛行機を推進するためのターボジェットエンジンで使用されるようなガスタービンの高圧タービンに関する。より正確には、本発明は、高圧タービンのディストリビュータの内部にライナーを取り付けることに関し、より詳細には、下部プラットホームのところのこのディストリビュータとそれのライナーとの間にある間隙を減少させて、そのアセンブリのシーリングを改善することに関する。
【0002】
また、本発明は、金属部品の部分的または完全なろう付けに関する。
【0003】
【従来の技術および発明が解決しようとする課題】
2つの図面に基づいて従来技術および本発明による方法を説明する。
【0004】
民間機および軍用機に取り付けられるターボジェットエンジンのような、今日および将来のガスタービンエンジンは、現在、これらのターボジェットの性能及びメンテナンスを改善することが研究課題である。これらの改善の結果として、エンジンが飛行機に取り付けられていようと、あるいはオーバーホールのために整備工場にあろうと、エンジンの燃料消費量および維持費を減少させることができる。したがって、これらの目的を考慮するならば、航空技術者は、これらのターボジェットエンジンに存在するいくつかの部品の仕様を考え直さざるをえない。このことは、高圧タービンのディストリビュータの下部プラットホームのところのシールに関する現況においても事実である。
【0005】
図1は、本発明による方法を用いたターボジェットの部分断面図を示す。エンジン内のガス循環経路の左側と上流側には、燃焼室1とそれに続く高圧タービン2とがあることがわかる。高圧タービン2の出口で、かつ、低圧タービンの上流側には、一方が、ホットチャンネルとコールドチャンネルとの間に配置された上部プレート5に取り付けられ、他方が、環状の空気循環ダクト7からホットチャンネルを分離する下部プラットホーム6に取り付けられた一連の整流器3がある。ライナー8は、整流器3の両側において、とくに、下部プラットホーム6の領域にある環状空気循環ダクト7において、空気または冷却ガスを自由に循環させる。各ディストリビュータ3を通過すると、空気供給ダクト7に開口するライナー8によって形成される管路が存在する。このライナーは、ターボジェットの一部分とりわけディストリビュータおよびその他の部品に必要な冷却回路をなす構成部品である。
【0006】
図2は、ライナー8が存在する領域、すなわち、下流にある低圧タービンへの流れを整流するように、空気の流れる方向に傾斜したスチフナー3の中央部分をより詳細に示すものである。
【0007】
ライナー8は、スチフナー3に取り付けられなければならないことがわかる。ライナー8は、上部プレート5のところで、ろう9によって、スチフナー3の上部に固定される。ガスタービンエンジンの動作中に生じる公知の温度差を考えれば、あらゆる金属部品においてきわめて大きな膨張が発生する。したがって、ライナー8に自由度を与える必要があり、ライナー8は、その下部を下部プラットホーム6に固定されてはならない。このために、下部プラットホーム6のところでライナー8とスチフナー3との間に間隙が存在する。
【0008】
下部プラットホーム6のところのこの間隙は、スチフナーの領域におけるシールを損なうものであり、ターボジェットエンジンの効率にかなりの影響を及ぼす。したがって、本発明の目的は、高圧タービンのスチフナー3にあるライナー8の下部領域におけるシールに関しての問題を解決することによって、この欠点を除去することである。
【0009】
【発明の概要】
このために、本発明の趣旨は、下部プラットホームの領域の、ターボジェットエンジンの高圧タービンディストリビュータと、そのようなディストリビュータを貫通しかつ上部プレートのところで、ディストリビュータの内部に固定されなければならないライナーとの間にある間隙を減少させるための方法にある。
【0010】
本発明によれば、この方法は、ろうがライナーに接触することなく、下部プラットホームのところに存在する間隙をろう付けすることからなる。この方法は、以下のそれぞれのステップからなる。すなわち、
− ライナーの下部外面に保護付着物を塗布するステップと、
− ディストリビュータにライナーを取り付けるステップと、
− ディストリビュータの上部領域、および上部プレートのところで、ディストリビュータにライナーを固定するステップと、
付着物で被覆されたライナーの下部外面と下部プラットホームの領域のディストリビュータの内面との間の間隙をろう付けによって減少させるステップとからなる。
【0011】
本発明による方法の主な実施の形態においては、ろう付けによる間隙の減少は、拡散ろう付けによる充填によってなされる。
【0012】
この場合には、接合化合物を超合金よりも溶融しやすいものにする添加剤をとくに含んだ超合金のための接合化合物を超合金に塗布することによって充填するのが好ましい。
【0013】
ろう付けは、ライナーとディストリビュータとの間の間隙に化合物が拡散するように、アセンブリを炉に送り込むことからなる操作で終了する。
【0014】
好ましくは、保護付着物は、ジルコン酸塩系の非粘着性セラミック付着物である。
【0015】
【発明の実施の形態】
図2、とりわけ、ろうを示す参照符号10を参照すると、ろう付けの第1の機能は固定する機能であるにもかかわらず、本発明によって提案される方法によれば、間隙の減少はろう付けによってなされる。しかしながら、ライナー8は、ろう9によって、上部プレート5のところで、すでにスチフナーに固定されているので、下部プラットホーム6の領域においては、ライナー8を整流器3にろう付けしないことが必須である。
【0016】
したがって、ライナー8が整流器3に挿入される前に、整流器3にある孔11の内面と向かい合うライナー8の外面のわずかな高さの範囲に保護付着物が塗られ、その範囲は、ライナー8の下部に存在する。換言すれば、ライナー8の下部外面は、下部プラットホーム6の領域において付着物で被覆される。
【0017】
この保護付着物の唯一の目的は、その後のろう付けによって、ライナー8がスチフナー3に溶接され、または固定されないようにするためのものである。ジルコン酸塩系化合物かまたはその他の等価な製品からなる非粘着性のセラミック系付着物を使用することを推奨する。より詳細には、NETCO 204 NSという商品名でSULZER社から市販されている製品が使用される。
【0018】
そして、ライナー8が、整流器3の孔11に挿入され、図2に示されるように、ろう9によってそのライナーの上部で固定される。ライナー8の外面とライナーが挿入された整流器3の孔11との間の下部プラットホーム6の領域における間隙の減少は、拡散ろう付け(RBD)による充填によって得られる。
【0019】
この種の拡散ろう付けによる充填は、ライナー8の下部の周囲に塗られる化合物を用いて、ろう付けしたい部分に実施される。そして、化合物を溶融させ拡散させるために、熱処理を施さなければならない。そして、このようにして組み立てられたアセンブリが、充填されるべき間隙に化合物を拡散させるために炉へ送り込まれる。そして、この領域においては、ライナーが整流器3に固定されることなく、図2に示されるろう10が形成される。化合物は、シーリングされるべき間隙に毛管現象によって拡がる。好ましくは、化合物は、プラットホーム6および下部プレートが組み立てられるときに所定の位置に配置されることに注意すべきである。
【0020】
拡散ろう付けは、ろう付けに関係する2つの部品を構成する合金かまたは金属からなる粉末を主に含んだペーストを使用する方法であることに注意されたい。このペーストをより溶融しやすいものにするために、添加剤がこのペーストに添加される。一般には、添加剤の液相線温度が粉末基剤を構成する合金および金属の固相線温度よりも低くなるような量だけ、ニッケルベースの添加剤が使用される。
【0021】
ターボジェットのディストリビュータにライナーを配置することに関するこの出願に関連して、これらの構成要素を一般的に構成する金属は、ニッケルかまたはコバルトベースの超合金である。
【0022】
ライナー8と整流器3との間に存在する間隙を、下部プラットホーム6の領域からほぼ完全に取り除くことによって、この領域からの洩れを除去することができる。それによって、ターボジェットの性能が相当に改善される。
【図面の簡単な説明】
【図1】本発明による方法を用いたターボジェットの部分縦断面図である。
【図2】本発明による方法を用いた高圧タービンのディストリビュータの部分断面図である。
【符号の説明】
3 整流器
5 上部プレート
6 下部プラットホーム
8 ライナー
9 ろう
10 非粘着性のろう

Claims (5)

  1. 下部プラットホーム(6)のところのターボジェットの高圧タービンのディストリビュータ(3)と、そのようなディストリビュータ(3)を貫通しかつ上部プレート(5)のところでこのディストリビュータ(3)の内側に固定されなければならないライナー(8)との間にある間隙を減少させる方法であって、
    ライナー(8)の下部外面に保護付着物を塗布するステップと、
    ディストリビュータ(3)にライナー(8)を組み立てるステップと、
    上部で、ディストリビュータ(3)にライナーを固定するステップと、
    付着物で被覆されたライナー(8)の下部外面と、下部プラットホーム(6)の領域のディストリビュータ(3)の内面との間の間隙をろう付けによって減少させるステップとを備えたことを特徴とする方法。
  2. ろう付けによる間隙の減少が、拡散ろう付けによる充填によってなされることを特徴とする請求項1に記載の方法。
  3. 接合ペーストをライナー(8)およびディストリビュータ(3)を構成する超合金よりも溶融しやすいものにする添加剤を含んだ超合金のための前記接合ペーストを前記超合金に塗布することによって充填がなされることを特徴とする請求項2に記載の方法。
  4. ライナー(8)とディストリビュータ(3)との間の間隙にペーストが拡散するように、その後に、炉においてアセンブリに熱処理を施すことを特徴とする請求項2または3に記載の方法。
  5. 保護付着物が、ジルコン酸塩系の非粘着性セラミック付着物であることを特徴とする請求項1に記載の方法。
JP08165399A 1998-04-09 1999-03-25 ターボジェットエンジンのライナーとタービンディストリビュータとの間の間隙を減少させる方法 Expired - Lifetime JP3848485B2 (ja)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR9804423A FR2777318B1 (fr) 1998-04-09 1998-04-09 Procede de reduction du jeu existant entre une chemise et un distributeur de turbine d'un turboreacteur
FR9804423 1998-04-09

Publications (2)

Publication Number Publication Date
JPH11324796A JPH11324796A (ja) 1999-11-26
JP3848485B2 true JP3848485B2 (ja) 2006-11-22

Family

ID=9525041

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP08165399A Expired - Lifetime JP3848485B2 (ja) 1998-04-09 1999-03-25 ターボジェットエンジンのライナーとタービンディストリビュータとの間の間隙を減少させる方法

Country Status (6)

Country Link
US (1) US6163959A (ja)
EP (1) EP0950797B1 (ja)
JP (1) JP3848485B2 (ja)
CA (1) CA2268402C (ja)
DE (1) DE69917524T2 (ja)
FR (1) FR2777318B1 (ja)

Families Citing this family (50)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6345441B1 (en) * 2000-07-18 2002-02-12 General Electric Company Method of repairing combustion chamber liners
US6511284B2 (en) * 2001-06-01 2003-01-28 General Electric Company Methods and apparatus for minimizing gas turbine engine thermal stress
US6568079B2 (en) * 2001-06-11 2003-05-27 General Electric Company Methods for replacing combustor liner panels
US6986201B2 (en) * 2002-12-04 2006-01-17 General Electric Company Methods for replacing combustor liners
US6782620B2 (en) 2003-01-28 2004-08-31 General Electric Company Methods for replacing a portion of a combustor dome assembly
US7065955B2 (en) * 2003-06-18 2006-06-27 General Electric Company Methods and apparatus for injecting cleaning fluids into combustors
EP1712744B1 (de) * 2005-04-14 2009-01-07 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG Anordnung zur inneren passiven Laufspalteinstellung bei einer Hochdruckturbine
GB2436130B (en) * 2005-12-15 2008-01-30 Rolls Royce Plc A vane arrangement and a method of making vane arrangement
US9080464B2 (en) * 2008-02-27 2015-07-14 Mitsubishi Hitachi Power Systems, Ltd. Gas turbine and method of opening chamber of gas turbine
JP5145408B2 (ja) * 2008-02-28 2013-02-20 三菱重工業株式会社 ガスタービン及びガスタービンの車室開放方法
US20100275572A1 (en) * 2009-04-30 2010-11-04 Pratt & Whitney Canada Corp. Oil line insulation system for mid turbine frame
US9623504B2 (en) 2010-11-08 2017-04-18 General Electric Company System and method for brazing
FR2973435B1 (fr) * 2011-03-30 2016-03-04 Snecma Distributeur de turbine en cmc adapte au support d'un carter interne de turbine metallique par un contact axial
FR2973434A1 (fr) * 2011-03-30 2012-10-05 Snecma Distributeur de turbine en cmc adapte au support d'un carter interne de turbine metallique par un contact radial
US8568826B2 (en) 2011-10-21 2013-10-29 General Electric Company Method of brazing a component, a brazed power generation system component, and a braze
US9447694B2 (en) * 2012-01-30 2016-09-20 United Technologies Corporation Internal manifold for turning mid-turbine frame flow distribution
US9353687B1 (en) * 2012-10-18 2016-05-31 Florida Turbine Technologies, Inc. Gas turbine engine with liquid metal cooling
WO2014105780A1 (en) 2012-12-29 2014-07-03 United Technologies Corporation Multi-purpose gas turbine seal support and assembly
WO2014105599A1 (en) 2012-12-29 2014-07-03 United Technologies Corporation Heat shield for cooling a strut
US10240532B2 (en) 2012-12-29 2019-03-26 United Technologies Corporation Frame junction cooling holes
US10378370B2 (en) * 2012-12-29 2019-08-13 United Technologies Corporation Mechanical linkage for segmented heat shield
EP2938837B1 (en) 2012-12-29 2018-06-27 United Technologies Corporation Gas turbine seal assembly and seal support
US10294819B2 (en) * 2012-12-29 2019-05-21 United Technologies Corporation Multi-piece heat shield
WO2014105657A1 (en) 2012-12-29 2014-07-03 United Technologies Corporation Mount with deflectable tabs
US10138742B2 (en) 2012-12-29 2018-11-27 United Technologies Corporation Multi-ply finger seal
WO2014105602A1 (en) 2012-12-29 2014-07-03 United Technologies Corporation Heat shield for a casing
JP6385955B2 (ja) 2012-12-29 2018-09-05 ユナイテッド テクノロジーズ コーポレイションUnited Technologies Corporation タービンフレームアセンブリおよびタービンフレームアセンブリを設計する方法
WO2014105577A1 (en) 2012-12-29 2014-07-03 United Technologies Corporation Scupper channelling in gas turbine modules
US9845695B2 (en) 2012-12-29 2017-12-19 United Technologies Corporation Gas turbine seal assembly and seal support
US10329956B2 (en) 2012-12-29 2019-06-25 United Technologies Corporation Multi-function boss for a turbine exhaust case
EP2938834A1 (en) 2012-12-29 2015-11-04 United Technologies Corporation Bumper for seals in a turbine exhaust case
WO2014105616A1 (en) 2012-12-29 2014-07-03 United Technologies Corporation Turbine exhaust case architecture
US10060279B2 (en) 2012-12-29 2018-08-28 United Technologies Corporation Seal support disk and assembly
EP2938868B1 (en) 2012-12-29 2019-08-07 United Technologies Corporation Flow diverter assembly
WO2014105604A1 (en) 2012-12-29 2014-07-03 United Technologies Corporation Angled cut to direct radiative heat load
JP6249499B2 (ja) 2012-12-31 2017-12-20 ユナイテッド テクノロジーズ コーポレイションUnited Technologies Corporation タービン排気ケースのマルチピース型フレーム
US10054009B2 (en) 2012-12-31 2018-08-21 United Technologies Corporation Turbine exhaust case multi-piece frame
EP2938860B1 (en) 2012-12-31 2018-08-29 United Technologies Corporation Turbine exhaust case multi-piece frame
US9617872B2 (en) 2013-02-14 2017-04-11 United Technologies Corporation Low profile thermally free blind liner hanger attachment for complex shapes
US9447700B2 (en) 2013-02-19 2016-09-20 United Technologies Corporation Thermally free hanger with length adjustment feature
US10330011B2 (en) * 2013-03-11 2019-06-25 United Technologies Corporation Bench aft sub-assembly for turbine exhaust case fairing
US9657687B2 (en) 2013-09-12 2017-05-23 Powerbreather International Gmbh Exhaust duct liner rod hanger
US10934890B2 (en) * 2014-05-09 2021-03-02 Raytheon Technologies Corporation Shrouded conduit for arranging a fluid flowpath
EP3236009A1 (de) * 2016-04-21 2017-10-25 Siemens Aktiengesellschaft Leitschaufel mit einem verbindungsrohr
FR3115562A1 (fr) 2020-10-26 2022-04-29 Safran Aircraft Engines Injecteur d’air de refroidissement pour turbine de turbomachine
US11603770B2 (en) * 2021-04-21 2023-03-14 Raytheon Technologies Corporation Vane assembly with integrated nozzle tube
US11814186B2 (en) * 2021-12-08 2023-11-14 General Electric Company Flow aperture method and apparatus
US20230228202A1 (en) * 2022-01-20 2023-07-20 General Electric Company Stator plenum with collet seal
JP2023172520A (ja) * 2022-05-24 2023-12-06 三菱重工業株式会社 タービン静翼及びガスタービン
CN116175990B (zh) * 2023-04-24 2023-07-11 国营川西机器厂 一组用于解决航空发动机加分薄膜漏油故障的装置及方法

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3850544A (en) * 1973-11-02 1974-11-26 Gen Electric Mounting arrangement for a bearing of axial flow turbomachinery having variable pitch stationary blades
US4183207A (en) * 1978-03-07 1980-01-15 Avco Corporation Oil-conducting strut for turbine engines
US5279031A (en) * 1988-12-06 1994-01-18 Alliedsignal Inc. High temperature turbine engine structure
US4987736A (en) * 1988-12-14 1991-01-29 General Electric Company Lightweight gas turbine engine frame with free-floating heat shield
US5205708A (en) * 1992-02-07 1993-04-27 General Electric Company High pressure turbine component interference fit up
US5438756A (en) * 1993-12-17 1995-08-08 General Electric Company Method for assembling a turbine frame assembly

Also Published As

Publication number Publication date
JPH11324796A (ja) 1999-11-26
FR2777318A1 (fr) 1999-10-15
CA2268402C (en) 2006-12-19
CA2268402A1 (en) 1999-10-09
DE69917524D1 (de) 2004-07-01
DE69917524T2 (de) 2005-06-16
FR2777318B1 (fr) 2000-05-12
US6163959A (en) 2000-12-26
EP0950797A1 (fr) 1999-10-20
EP0950797B1 (fr) 2004-05-26

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP3848485B2 (ja) ターボジェットエンジンのライナーとタービンディストリビュータとの間の間隙を減少させる方法
US20210071962A1 (en) Manufacturing a heat exchanger using a material buildup process
EP3415720B1 (en) Turbine tip shroud assembly with plural shroud segments having internal cooling passages
JP4216052B2 (ja) 熱コンプライアンス性を有する抑制シール
US6905302B2 (en) Network cooled coated wall
RU2268387C2 (ru) Камера сгорания реактивного двигателя с несущими элементами, имеющими форму горловины сопла и собранными из конформных секций, и способ изготовления такой камеры сгорания
US5259730A (en) Impingement cooled airfoil with bonding foil insert
JP7158822B2 (ja) 多重壁ブレードのための冷却回路
CA2700019C (en) Flange cooled turbine nozzle
US9926788B2 (en) Cooling circuit for a multi-wall blade
US20200240639A1 (en) Bonded combustor wall for a turbine engine
US20160108758A1 (en) Corrugated mid-turbine frame thermal radiation shield
GB2460101A (en) Fuel Injector Apparatus with Brazed and Interference Fit Components, and a Method of Assembly
JP2004003477A (ja) セラミック製タービンシュラウド
US5701670A (en) Method of making rocket engine combustion chamber utilizing "slide in" port liner
US20170175546A1 (en) Cooling circuit for a multi-wall blade
US10830142B2 (en) Combustor aft frame cooling
CA2809801C (en) Fabricated heat shield
US20190323381A1 (en) Multi-ply heat shield assembly with integral band clamp for a gas turbine engine
US6889496B2 (en) Combustion chamber structure and its manufacturing process
US20150308449A1 (en) Gas turbine engine component with brazed cover
US11346246B2 (en) Brazed in heat transfer feature for cooled turbine components
US20160326892A1 (en) Ceramic covered turbine components
CN111336015B (zh) 表面冷却器和形成的方法
US20190323373A1 (en) Seal assembly with shield for gas turbine engines

Legal Events

Date Code Title Description
A711 Notification of change in applicant

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A711

Effective date: 20031127

A521 Written amendment

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523

Effective date: 20040206

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: 20060725

A601 Written request for extension of time

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A601

Effective date: 20060822

A602 Written permission of extension of time

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A602

Effective date: 20060825

A61 First payment of annual fees (during grant procedure)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61

Effective date: 20060825

R150 Certificate of patent or registration of utility model

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150

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

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20100901

Year of fee payment: 4

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

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20110901

Year of fee payment: 5

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

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20120901

Year of fee payment: 6

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

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20130901

Year of fee payment: 7

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

EXPY Cancellation because of completion of term