JP4156246B2 - シュラウド組立体及びその機械加工法 - Google Patents
シュラウド組立体及びその機械加工法 Download PDFInfo
- Publication number
- JP4156246B2 JP4156246B2 JP2002037525A JP2002037525A JP4156246B2 JP 4156246 B2 JP4156246 B2 JP 4156246B2 JP 2002037525 A JP2002037525 A JP 2002037525A JP 2002037525 A JP2002037525 A JP 2002037525A JP 4156246 B2 JP4156246 B2 JP 4156246B2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- shroud assembly
- engine
- inches
- around
- radius
- 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 - Fee Related
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
- F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
- F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
- F01D11/14—Adjusting or regulating tip-clearance, i.e. distance between rotor-blade tips and stator casing
-
- 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
- F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
-
- 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
- F01D21/00—Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for
- F01D21/04—Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for responsive to undesired position of rotor relative to stator or to breaking-off of a part of the rotor, e.g. indicating such position
-
- 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
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
- Y10T29/00—Metal working
- Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
- Y10T29/49229—Prime mover or fluid pump making
- Y10T29/49236—Fluid pump or compressor making
- Y10T29/4924—Scroll or peristaltic type
-
- 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
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
- Y10T29/00—Metal working
- Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
- Y10T29/49229—Prime mover or fluid pump making
- Y10T29/49295—Push rod or rocker arm making
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Electrical Discharge Machining, Electrochemical Machining, And Combined Machining (AREA)
Description
【発明の属する技術分野】
本発明は、一般的にガスタービンエンジンのシュラウド組立体に関し、より具体的には、飛行中に翼先端の間隙を最小限にするように機械加工された内側表面を有するシュラウド組立体に関する。
【0002】
【発明の背景】
ガスタービンエンジンは、ステータとステータ上に回転可能に支持された1つ又はそれ以上のロータを有する。各ロータは、ロータの周りに円周方向の列に配置された翼を有する。各翼は、根元から外方に先端まで延びる。ステータは、翼がステータの内部で回転するようにロータを収納する1つ又はそれ以上の管状の構造体から形成される。翼先端とステータの内部表面との間の間隙を最小限にすれば、エンジンの効率は向上する。
【0003】
翼先端と内部表面の間の間隙は、エンジン運転中に翼先端のゆがみ及びステータの内部表面のゆがみにより変化する。翼先端のゆがみは、主として回転するロータ上の遠心力によって生ずる機械的ひずみ及び高温の流路ガス温度による熱膨張から生じる。同様に、ステータの内部表面のゆがみは、機械的ひずみ及び熱膨張の関数である。従って、ロータ及びステータのゆがみは、機械的ひずみ及び熱膨張を制御することによって調整され得る。一般的に、ゆがみは、特に飛行中のエンジン運転中の定常状態の間にロータ翼先端とステータの内部表面との間の間隙が最小限になるように調整されることが望ましい。
【0004】
ステータのゆがみは、主として冷却空気をステータの部分に導いて熱に起因するゆがみを減少させ、それによって翼先端とステータの内部表面との間の間隙を減少させることにより制御される。しかしながら、冷却空気はステータの周りの別々の位置のパイプを通して導入されるので、ステータを一様に冷却せず、冷却空気が導入されるとステータは真円度を維持しない。この真円でなくなる状態を補うために、ステータの内側表面はある所定の状態の間にほぼ真円になるように機械加工される。過去においては、ステータ表面が真円となる所定の状態は、エンジンが停止しているときかまたはエンジンが地上テストを受けているときのどちらかであった。しかしながら、ステータの内側表面がそれらの状態のいずれかの間にほぼ真円になるようにステータを機械加工すると、結果として実際の飛行中には内側表面は真円でなくなることが見出された。飛行中に内側表面が真円でなくなると、翼先端とステータの内側表面との間の間隙が、エンジンの周りで円周に沿って変化し、局部的に必要以上に大きくなる。その結果、エンジン効率は、飛行中にステータの内側表面が真円になる場合に可能な効率よりも低下することになる。
【特許文献1】
特開平04−301102号公報
【0005】
【発明の概要】
本発明の注目すべき幾つかの特徴が、ガスタービン航空機エンジンのシュラウド組立体及びその内側表面を機械加工する方法によって得られる。 該エンジンは、ガスタービン航空機エンジンの中心軸線の周りにほぼ円周方向に延びるシュラウド組立体を含む。該エンジンは、エンジンの中心軸線の周りを回転するようにシュラウド組立体の内側に支持されたディスクと、ディスクの外径からほぼ半径方向外方に延びる、複数の円周方向に間隔を置いて配置されたロータ翼とを含む。翼の各々は、ディスクの外径に隣接して位置する翼根元から翼根元から外側寄りに位置する先端まで延びる。該方法は、航空機エンジンの、複数のロータ翼の先端とシュラウド組立体の内側表面との間の飛行中の前加工された半径方向間隙を、シュラウド組立体の周りの複数の円周方向に間隔を置いた位置の各々において求める段階を含む。さらに、該方法は、飛行中に、前加工された半径方向間隙に基づいてシュラウド組立体の内側表面を機械加工して、複数のロータ翼の先端とシュラウド組立体の内側表面との間のほぼ一様な後加工された半径方向間隙を、シュラウド組立体の周りの複数の円周方向に間隔を置いた位置の各々において得る段階を含む。
【0006】
別の態様において、本発明は、ガスタービン内で用いられるためのシュラウド組立体に関する。シュラウド組立体は、ガスタービン航空機エンジンの中心軸線の周りにほぼ円周方向に延び、前記エンジン内に回転可能に支持された複数の翼を取り囲む。翼の各々は、先端まで外方に延びる。該組立体は、シュラウド組立体がエンジン内に取り付けられたとき、エンジンの周りにほぼ円周方向に、かつ翼の先端の外側に延びる内側表面を含む。該内側表面は、飛行前にはエンジンの中心軸線の周りで円周に沿って変化しているが、飛行中には内側表面と翼の先端との間の作動間隙を最小限にするようにほぼ一様である半径を有する。
【0007】
さらに別の態様において、シュラウド組立体は、エンジンが停止しているとき、エンジンの中心軸線の周りで円周に沿って変化する距離だけ、エンジンの中心軸線から間隔を置いた内側表面を含む。該内側表面は、組立体の上端からかつ表面の後部位置から時計回りに測定して約135度のところに位置する、エンジンが停止しているときの第1の局部最大距離を有する。該第1の局部最大距離は、内側表面の最小距離より約0.010インチ(0.025cm)大きい。該内側表面は、上端からかつ後部位置から時計回りに測定して約315度のところに位置する、エンジンが停止しているときの第2の局部最大距離を有する。該第2の局部最大距離は、内側表面の最小距離より約0.005インチ(0.013cm)大きい。
【0008】
さらに別の態様において、シュラウド組立体は、エンジンの中心軸線に対応する中心を有する環状の支持体と、支持体に取り付けられ支持体の周りにほぼ連続して延びて、シュラウド組立体の内側表面を形成する複数のシュラウドセグメントとを含む。該内側表面は、支持体の中心に対応する第1の研削中心の周りで約14.400インチ(36.576cm)の半径に該表面を研削し、支持体の後部側から時計回りに測定して組立体の上端から約135度の位置に向かう第1の方向に第1の研削中心から約0.015インチ(0.038cm)偏位した第2の研削中心の周りで約14.395インチ(36.563cm)の半径に該表面を研削し、また第1の方向にほぼ対向する第2の方向に第1の研削中心から約0.015インチ(0.038cm)偏位した第3の研削中心の周りで約14.390インチ(36.551cm)の半径に該表面を研削することによって、機械加工される。
【0009】
本発明の他の特徴は、一部は明らかであろうし、また一部は以下に指摘されるであろう。
【0010】
【発明の実施の形態】
対応する参照符号は、図面の幾つかの図にわたって対応する部分を示す。
【0011】
ここで図面、特に図1を参照すると、ガスタービン航空機エンジンを、その全体を参照符号10で示してある。エンジン10は、低圧ロータ(全体を12で示す)と、エンジンの中心軸線18の周りで回転するようにステータ(全体を16で示す)上に回転可能に支持された高圧ロータ(全体を14で示す)を含む。ロータ12、14は、ステータ16の内部に支持された軸方向に間隔を置いて配置されたディスク22からほぼ半径方向外方に延びる、円周方向の列で配置された翼20を有する。図2に示すように、翼20の各々は、対応するディスク22の外径に隣接する根元24から根元から外側寄りに位置する先端26まで外方に延びている。
【0012】
図1にさらに示すように、エンジン10は、エンジンを通って移動する流路空気を加圧するための高圧圧縮機(全体を30で示す)と、圧縮機の下流に位置し加圧空気を加熱するための燃焼器(全体を32で示す)と、燃焼器の下流に位置し高圧圧縮機を駆動するための高圧タービン(全体を34で示す)とを含む。さらに、エンジン10は、高圧タービン32の下流に位置し、高圧圧縮機30の上流に配置されたファン(全体を38で示す)を駆動するための低圧タービン(全体を36で示す)を含む。
【0013】
図2に示すように、ステータ16は、環状のケース40及び環状のシュラウド組立体を含むほぼ管状の構造体であって、全体が42で示され、エンジン10の中心軸線18(図1)の周りにほぼ円周方向に延びる。シュラウド組立体42は、ケース40の内側に局部的に取り付けられた環状の支持体44及び支持体の周りにほぼ連続して延びる複数のシュラウドセグメント46(例えば、46個のセグメント)を含む。セグメント46は、ハンガー48、フック52、及びクリップ54からなる従来の構成を用いて支持体44上に取り付けられて、翼先端26を取り囲むシュラウド組立体42のほぼ円筒形の内側表面56を形成する。航空機エンジン10の前述の特徴の全ては通常のものであり、さらに詳細には説明しない。
【0014】
当業者には明らかであろうが、翼先端26とシュラウド組立体42の内側表面56との間の間隙60を最小限にして、エンジン効率を向上させ、流路ガス温度を低下させることが望ましい。これらの間隙60を減少させるために、シュラウド組立体42(また、より具体的には、支持体44)は、冷却されて、内側表面56の半径を小さくする。この冷却は、圧縮機流路から(例えば、圧縮機30の第5段及び第9段から)比較的低温の空気を取り出し、この低温の圧縮機空気を、ステータケース40の外側に延びるパイプ(図示せず)を介してケースと支持体44の間に形成された空洞へ、また低圧タービン36(図1)のステータ中の同様の空洞へ導くことにより達成される。この空気は、ステータ16を局部的に冷却して、その熱によるゆがみを減少させる。空気は、ステータ16の周りの別々の円周上の位置で(例えば、エンジンの上端からかつ支持体の後部位置から測定して約20度、約65度、約155度、約200度、約245度、及び約335度の位置で)導入されるので、支持体44は、円周全体にわたって一様には冷却されない。その結果、冷却空気が導入されると、支持体は熱によりひずみ、真円でなくなる。しかしながら、冷却空気流れが停止されると、支持体44はほぼ円形の形状に戻る。
【0015】
本発明の方法は、巡航状態のような所定の定常運転状態での飛行中に間隙60を最小限にする。エンジン10は、巡航で長時間運転するので、この運転状態の間に間隙60を最小限にすることにより最大の効率及び温度低下の利点が実現される。飛行中に間隙60を最小限にするために、ステータの内側表面56は、飛行中にほぼ円形でなければならい。内側表面56の半径が、組立体42の周りで円周に沿って変化する場合には、半径が最小半径より大きい位置に、最適値よりも大きい間隙が存在することになる。本発明の方法を用いることで、航空機エンジンの飛行中の前加工(前機械加工:pre-machined)された半径方向間隙60が、シュラウド組立体42の周りの複数の円周方向に間隔を置いた位置の各々において求められる。この半径方向間隙を求めるのに、他の方法を用いることもできるが、1つの実施形態において、製造エンジンの過去データを検討することによりこの半径方向間隙が求められる。さらに、組立体42の周りの他の数の円周方向に間隔を置いた位置においてこの半径方向間隙を求めることができるが、1つの実施形態においては、各シュラウドセグメント46の円周の中心に対応する位置において半径方向間隙を求めることが行われる。
【0016】
当業者には明らかであろうが、前加工された間隙60が過去データから求められると、飛行中のロータ翼先端26の半径も、シュラウド組立体の周りの前述の複数の円周方向に間隔を置いた位置における飛行中のシュラウド組立体42の半径方向変位量も測定する必要はない。むしろ、前加工された間隙60は、飛行中に翼先端26がシュラウド組立体42の内側表面56により摩削された結果、ロータ翼が長さが短くなっている半径方向長さの平均値を飛行後に測定することにより求められる。エンジン10が最初に組立てられた時、ロータ翼先端26の直径が記録されているので、飛行後の先端の直径の変化は、先端26が摩削されることにより翼が飛行中に短くなった量の2倍に相当する。その上に、翼先端26が飛行中にシュラウド組立体42の内側表面56に接触した円周上の位置は、飛行後に目視検査により判断される。これらの観察から、前加工された飛行中間隙を求めることができる。製造エンジン全体を通しての初期間隙にはばらつきがあり、また異なる初期間隙は異なる接触パターンを生じるので、本当に正確な飛行中間隙は、通常のしかも良く知られた分析を用いて求めることができる。
【0017】
これに代えて、前加工された間隙は、製造エンジンからの過去データを検討するのではなくて、シュラウド組立体42が機械加工されている特定のエンジン10の過去データを検討することにより求めることができると考えられる。さらに、前加工された間隙60を求めるために過去データを検討するのではなくて、複数の円周上の位置において理論的な飛行中間隙を計算することができると考えられるが、これも本発明の範囲を逸脱するものではない。
【0018】
前加工された間隙60が求められると、シュラウド組立体42の内側表面56が、前加工された半径方向間隙に基づいて機械加工され、シュラウド組立体の周りの円周方向に間隔を置いた位置の各々においてロータ翼先端26とシュラウド組立体の内側表面との間の飛行中のほぼ一様な後加工(後機械加工:post-machined)された半径方向間隙が得られる。当業者には明らかであろうが、任意の円周上の位置において内側表面56から取り除かれる材料の量は、その位置における前加工された間隙60に逆比例する。
【0019】
図3に示すように、得られたシュラウド組立体42は、飛行前には中心軸線の周りで円周に沿って変化しているが、飛行中には内側表面と翼先端26との間の作動間隙60を最小限にするようにほぼ一様である距離70だけ、エンジン10の中心軸線18から間隔を置いた内側表面56を有している。この距離70は、本発明の範囲から逸脱することなく他の方法で変えることが可能であるが、フランスの会社であるCFM International,SA,から入手可能なCFM56−3エンジンの高圧タービン32内で使用されることを目的とした1つの実施形態においては、内側表面は、組立体42の上端76からかつ表面の後部位置から時計回りに測定して約135度の角度74のところに位置する全体の最大距離72を有する。この最大距離72は、約14.410インチ(36.601cm)であり、あるいは内側表面56の最小距離78より約0.010インチ(0.025cm)大きい。内側表面56は、本発明の範囲から逸脱することなく異なる最小距離を有することも可能ではあるが、1つの実施形態において、最小距離78は約14.400インチ(36.576cm)である。さらに、1つの実施形態において、内側表面56は、上端76からかつ後部位置から時計回りに測定して約315度の角度82のところに局部最大距離80を有する。この第2の局部最大距離80は、約14.405インチ(36.589cm)であり、あるいは内側表面56の最小距離78より0.005インチ(0.013cm)大きい。当業者には明らかであろうが、内側表面56は、本発明の範囲から逸脱することなく、エンジン10の中央の中心軸線18から別の距離70だけ間隔を置いて配置されてもよい。例えば、エンジン10がより短い翼20を用いて組立てられる場合には、距離70、72、78、80が短縮されて、より短い翼に適合させることができる。翼20が基準値より約0.020インチ(0.051cm)短い場合には、距離70は、0.020インチ(0.051cm)だけ短縮されて翼に適合させることができる。当業者にはさらに明らかであろうが、CFM56−3エンジン以外の航空機エンジンは、異なる距離70、72、78、80及び異なる角度74、82を有するであろう。
【0020】
この内側表面形状は、支持体44の中心に対応する第1の研削中心18の周りで約14.400インチ(36.576cm)の半径に表面56を研削することによって得ることができる。次いで、内側表面56は、支持体44の後部側から時計回りに測定して組立体の上端76から約135度の位置に向かう第1の方向に第1の研削中心18から約0.015インチ(0.038cm)の距離86だけ偏位した第2の研削中心84の周りで約14.395インチ(36.563cm)の半径に研削される。最後に、表面56は、第1の方向にほぼ対向する第2の方向に第1の研削中心18から約0.015インチ(0.038cm)の距離90だけ偏位した第3の研削中心88の周りで約14.390インチ(36.551cm)の半径に研削される。当業者には明らかであろうが、代わりの内側表面56の形状は、表面を上述したものとは異なる半径に研削することにより得ることができる。例えば、エンジン10がより短い翼20を用いて組立てられる場合には、半径は短縮されてより短い翼に適合させることができる。翼20が、基準値より約0.020インチ(0.051cm)短い場合には、半径は0.020インチ(0.051cm)だけ短縮されて翼に適合させることができる。
【0021】
上述の方法は、エンジンが室温にあるとき、他の方法を用いて得られるよりも大きい平均初期間隙60を生じるにも拘わらず、巡航中の間隙は減少される。巡航時のこの減少した間隙により、エンジン効率が向上し、流路温度が低下する。初期評価では、流路温度を摂氏6度かそれ以上低下できることを示している。往々にして、計画外メンテナンス作業の間隔時間は流路温度の関数であるので、本発明の方法を用いることで計画外メンテナンス作業の間隔時間を著しく延ばすことができると思われる。
【0022】
本発明又は本発明の好ましい実施形態の要素を説明する場合に、「1つ」、「2つ」、「複数」及び「多数」などの数詞の特定のないものは、1つ又はそれ以上の要素があることを意図する。「備える」、「含む」、及び「有する」という用語は、包括的であり、記載した要素以外にも更なる要素があってもよいことを意味せんとするものである。
【0023】
上述の構成において本発明の技術的範囲から逸脱することなく種々の変更を行うことができるので、上述の説明に含まれあるいは添付の図面に示す全ての事項は、例示として解釈され、限定的意味で解釈されるべきでないことを理解されたい。
【図面の簡単な説明】
【図1】 ガスタービン航空機エンジンの概略垂直断面図。
【図2】 エンジンの高圧タービンの1部の詳細垂直断面図。
【図3】 高圧タービンのシュラウド組立体の内側表面の形状を示す、図2の線2−2面で見た概略断面図。
【符号の説明】
18 エンジンの中心軸線
42 シュラウド組立体
56 シュラウド組立体の内側表面
70 エンジンの中心軸から内側表面までの距離
72 内側表面の全体の最大距離
74 約135度の角度
76 組立体の上端
78 内側表面の最小距離
80 局部最大距離
82 約315度の角度
84 第2の研削中心
88 第3の研削中心
Claims (7)
- ガスタービン航空機エンジン(10)の中心軸線(18)の周りにほぼ円周方向に延びるシュラウド組立体(42)の内側表面(56)を機械加工する方法であって、前記エンジン(10)は、該エンジン(10)の前記中心軸線(18)の周りを回転するように前記シュラウド組立体(42)の内側に支持されたディスク(22)と、該ディスク(22)の外径に隣接して位置する翼根元(24)から該翼根元(24)から外側寄りに位置する先端(26)まで該ディスク(22)の外径からほぼ半径方向外方に延びる、複数の円周方向に間隔を置いて配置されたロータ翼(20)とを含んでおり、該方法は、
前記航空機エンジン(10)の、前記複数のロータ翼(20)の前記先端(26)と前記シュラウド組立体(42)の前記内側表面(56)との間の飛行中の前加工された半径方向間隙(60)を、前記シュラウド組立体(42)の周りの複数の円周方向に間隔を置いた位置の各々において求める段階と、
前記シュラウド組立体(42)の周りの前記複数の円周方向に間隔を置いた位置の各々において、前記前加工された半径方向間隙(60)に基づいて前記シュラウド組立体(42)の前記内側表面(56)を機械加工して、前記複数のロータ翼(20)の前記先端(26)と前記シュラウド組立体(42)の前記内側表面(56)との間の飛行中のほぼ一様な後加工された半径方向間隙を、得る段階と、
を含み、
前加工された間隙(60)を求める前記段階は、製造航空機エンジン(10)の過去データを分析する段階を含む
むことを特徴とする方法。 - 前記前加工された間隙(60)は、前記複数のロータ翼(20)の前記先端(26)の半径を飛行中に測定することなく、または前記シュラウド組立体(42)の半径方向変位量を前記シュラウド組立体(42)の周りの前記複数の円周方向に間隔を置いた位置において飛行中に測定することもなく、求められることを特徴とする、請求項1に記載の方法。
- ガスタービン航空機エンジン(10)の中心軸線(18)の周りにほぼ円周方向に延び、かつその各々が先端(26)まで外方に延びて前記エンジン(10)内に回転可能に支持された複数の翼(20)を取り囲む、ガスタービンエンジン内に用いられるためのシュラウド組立体(42)であって、該シュラウド組立体(42)は、該シュラウド組立体(42)が前記エンジン(10)内に取り付けられたとき、前記エンジン(10)の周りにほぼ円周方向に、かつ前記複数の翼(20)の先端(26)の外側に延びる内側表面(56)を含んでおり、該内側表面(56)は、前記エンジン(10)が停止しているとき、該エンジン(10)の前記中心軸線(18)の周りで円周に沿って変化する距離(70)だけ、前記エンジン(10)の前記中心軸線(18)から間隔を置いており、該内側表面(56)は、前記組立体(42)の上端(76)からかつ前記表面(56)の後部位置から時計回りに測定して約135度のところに位置する、前記内側表面(56)の最小距離(78)より約0.010インチ(0.025cm)大きい、前記エンジン(10)が停止しているときの第1の局部最大距離(72)と、前記上端(76)からかつ前記後部位置から時計回りに測定して約315度のところに位置する、前記内側表面(56)の前記最小距離(78)より約0.005インチ(0.013cm)大きい、前記エンジン(10)が停止しているときの第2の局部最大距離(80)とを有することを特徴とするシュラウド組立体(42)。
- 前記第1の局部最大距離は、前記内側表面(56)の全体の最大距離(72)であることを特徴とする、請求項3に記載のシュラウド組立体(42)。
- 前記内側表面(56)の前記全体の最大距離(72)は、約14.39インチ(36.55cm)から約14.41インチ(36.60cm)までの範囲にあることを特徴とする、請求項4に記載のシュラウド組立体(42)。
- ガスタービン航空機エンジン(10)の中心軸線(18)の周りにほぼ円周方向に延び、かつ前記エンジン(10)内に回転可能に支持された複数の翼(20)を取り囲むシュラウド組立体(42)であって、該シュラウド組立体(42)は、
前記エンジン(10)の前記中心軸線(18)に対応する中心を有する環状の支持体(44)と、
該支持体(44)に取り付けられ該支持体(44)の周りにほぼ連続して延びて、前記シュラウド組立体(42)の前記内側表面(56)を形成する複数のシュラウドセグメント(46)と、を含んでおり、
前記内側表面(56)は、前記支持体(44)の中心に対応する第1の研削中心(18)の周りで約14.380インチ(36.525cm)から約14.400インチ(36.576cm)までの範囲の半径に前記表面(56)を研削し、前記支持体(44)の後部側から時計回りに測定して前記組立体(42)の上端(76)から約135度の位置に向かう第1の方向に前記第1の研削中心(18)から約0.015インチ(0.038cm)偏位した第2の研削中心(84)の周りで約14.375(36.513cm)から約14.395インチ(36.563cm)までの範囲の半径に前記表面(56)を研削し、また前記第1の方向にほぼ対向する第2の方向に前記第1の研削中心(18)から約0.015インチ(0.038cm)偏位した第3の研削中心(88)の周りで約14.370インチ(36.500cm)から約14.390インチ(36.551cm)までの範囲の半径に前記表面(56)を研削することによって、機械加工されることを特徴とするシュラウド組立体(42)。 - 前記内側表面(56)が前記第1の研削中心(18)の周りで研削される半径は約14.400インチ(36.576cm)であり、前記内側表面(56)が前記第2の研削中心(84)の周りで研削される半径は約14.395インチ(36.563cm)であり、また前記内側表面(56)が前記第3の研削中心(88)の周りで研削される半径は約14.390インチ(36.551cm)であることを特徴とする、請求項6に記載のシュラウド組立体(42)。
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US09/785765 | 2001-02-16 | ||
US09/785,765 US6409471B1 (en) | 2001-02-16 | 2001-02-16 | Shroud assembly and method of machining same |
Publications (3)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JP2002256812A JP2002256812A (ja) | 2002-09-11 |
JP2002256812A5 JP2002256812A5 (ja) | 2005-08-11 |
JP4156246B2 true JP4156246B2 (ja) | 2008-09-24 |
Family
ID=25136566
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP2002037525A Expired - Fee Related JP4156246B2 (ja) | 2001-02-16 | 2002-02-15 | シュラウド組立体及びその機械加工法 |
Country Status (6)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US6409471B1 (ja) |
EP (1) | EP1233148B1 (ja) |
JP (1) | JP4156246B2 (ja) |
BR (1) | BR0200352B1 (ja) |
CA (1) | CA2370219C (ja) |
SG (1) | SG98475A1 (ja) |
Families Citing this family (22)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP4698847B2 (ja) * | 2001-01-19 | 2011-06-08 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン分割環 |
US6906808B2 (en) * | 2002-05-30 | 2005-06-14 | General Electric Company | Methods and apparatus for measuring a surface contour of an object |
US6931751B2 (en) * | 2002-08-28 | 2005-08-23 | General Electric Company | Methods and apparatus for securing components for inspection |
US6886422B2 (en) * | 2002-10-09 | 2005-05-03 | General Electric Co. | Methods and apparatus for inspecting components |
US6842995B2 (en) * | 2002-10-09 | 2005-01-18 | General Electric Company | Methods and apparatus for aligning components for inspection |
US6890150B2 (en) * | 2003-08-12 | 2005-05-10 | General Electric Company | Center-located cutter teeth on shrouded turbine blades |
ITMI20041781A1 (it) | 2004-09-17 | 2004-12-17 | Nuovo Pignone Spa | Dispositivo di protezione per uno statore di una turbina |
US7207771B2 (en) * | 2004-10-15 | 2007-04-24 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Turbine shroud segment seal |
JP4764219B2 (ja) * | 2006-03-17 | 2011-08-31 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービンのシール構造 |
WO2007138489A2 (en) * | 2006-06-01 | 2007-12-06 | Rajiv Muradia | Remote health care system with treatment verification |
US7871244B2 (en) * | 2007-02-15 | 2011-01-18 | Siemens Energy, Inc. | Ring seal for a turbine engine |
EP2141328A1 (en) * | 2008-07-03 | 2010-01-06 | Siemens Aktiengesellschaft | Sealing system between a shroud segment and a rotor blade tip and manufacturing method for such a segment |
EP2189630A1 (de) | 2008-11-19 | 2010-05-26 | Siemens Aktiengesellschaft | Gasturbine, Leitschaufelträger für eine solche Gasturbine und Gas- bzw. Dampfturbinenanlage mit einer solchen Gasturbine |
US20120177484A1 (en) * | 2011-01-07 | 2012-07-12 | General Electric Company | Elliptical Sealing System |
US20140321993A1 (en) * | 2011-01-07 | 2014-10-30 | General Electric Company | Elliptical sealing system |
US9874218B2 (en) | 2011-07-22 | 2018-01-23 | Hamilton Sundstrand Corporation | Minimal-acoustic-impact inlet cooling flow |
US9833869B2 (en) * | 2013-02-11 | 2017-12-05 | United Technologies Corporation | Blade outer air seal surface |
FR3002273B1 (fr) * | 2013-02-20 | 2017-06-23 | Snecma | Dispositif avionique pour la surveillance d'une turbomachine |
GB201309580D0 (en) * | 2013-05-29 | 2013-07-10 | Siemens Ag | Rotor tip clearance |
EP3078448B1 (en) * | 2015-04-10 | 2018-07-11 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG | Method for machining a casing for a turbo engine. |
US11428241B2 (en) * | 2016-04-22 | 2022-08-30 | Raytheon Technologies Corporation | System for an improved stator assembly |
PL3434864T3 (pl) * | 2017-07-27 | 2021-05-31 | General Electric Company | Sposób i system do naprawy maszyny wirowej |
Family Cites Families (14)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE2740192C2 (de) | 1977-09-07 | 1981-11-12 | Mtu Motoren- Und Turbinen-Union Muenchen Gmbh, 8000 Muenchen | Spaltdichtung für eine um ihre Längsachse verstellbare, axial umströmte Leitschaufel einer Strömungsmaschine |
US4363599A (en) | 1979-10-31 | 1982-12-14 | General Electric Company | Clearance control |
US4767272A (en) | 1987-10-14 | 1988-08-30 | United Technologies Corporation | Method for reducing blade tip variation of a bladed rotor |
US4999991A (en) | 1989-10-12 | 1991-03-19 | United Technologies Corporation | Synthesized feedback for gas turbine clearance control |
US5054997A (en) * | 1989-11-22 | 1991-10-08 | General Electric Company | Blade tip clearance control apparatus using bellcrank mechanism |
US5281085A (en) | 1990-12-21 | 1994-01-25 | General Electric Company | Clearance control system for separately expanding or contracting individual portions of an annular shroud |
GB9103809D0 (en) | 1991-02-23 | 1991-04-10 | Rolls Royce Plc | Blade tip clearance control apparatus |
US5212940A (en) * | 1991-04-16 | 1993-05-25 | General Electric Company | Tip clearance control apparatus and method |
US5462403A (en) * | 1994-03-21 | 1995-10-31 | United Technologies Corporation | Compressor stator vane assembly |
US5439348A (en) | 1994-03-30 | 1995-08-08 | United Technologies Corporation | Turbine shroud segment including a coating layer having varying thickness |
US5639210A (en) * | 1995-10-23 | 1997-06-17 | United Technologies Corporation | Rotor blade outer tip seal apparatus |
US5667358A (en) | 1995-11-30 | 1997-09-16 | Westinghouse Electric Corporation | Method for reducing steady state rotor blade tip clearance in a land-based gas turbine to improve efficiency |
GB2313414B (en) | 1996-05-24 | 2000-05-17 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine blade tip clearance control |
US6467339B1 (en) | 2000-07-13 | 2002-10-22 | United Technologies Corporation | Method for deploying shroud segments in a turbine engine |
-
2001
- 2001-02-16 US US09/785,765 patent/US6409471B1/en not_active Expired - Fee Related
-
2002
- 2002-01-31 CA CA002370219A patent/CA2370219C/en not_active Expired - Fee Related
- 2002-02-05 SG SG200200670A patent/SG98475A1/en unknown
- 2002-02-14 BR BRPI0200352-0A patent/BR0200352B1/pt not_active IP Right Cessation
- 2002-02-15 JP JP2002037525A patent/JP4156246B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 2002-02-15 EP EP02251042A patent/EP1233148B1/en not_active Expired - Lifetime
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
EP1233148A3 (en) | 2005-09-14 |
BR0200352B1 (pt) | 2010-12-14 |
SG98475A1 (en) | 2003-09-19 |
EP1233148A2 (en) | 2002-08-21 |
EP1233148B1 (en) | 2012-10-17 |
CA2370219A1 (en) | 2002-08-16 |
US6409471B1 (en) | 2002-06-25 |
BR0200352A (pt) | 2002-10-08 |
JP2002256812A (ja) | 2002-09-11 |
CA2370219C (en) | 2009-06-09 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JP4156246B2 (ja) | シュラウド組立体及びその機械加工法 | |
US4332523A (en) | Turbine shroud assembly | |
US10323534B2 (en) | Blade outer air seal with cooling features | |
JP5825811B2 (ja) | タービンエンジンにおける先端クリアランスの算出に関する方法、システム及び装置 | |
JP4972323B2 (ja) | 熱遮蔽体を備えたターボ機械の内部ケーシング | |
JP2002256812A5 (ja) | ||
US4589823A (en) | Rotor blade tip | |
US8209834B2 (en) | Centering a part inside a shaft | |
US10436070B2 (en) | Blade outer air seal having angled retention hook | |
JP5156362B2 (ja) | 弓形要素を支持するための冠状レール | |
JP4138579B2 (ja) | ガスタービン圧縮機、及び、ガスタービン圧縮機のクリアランス制御方法 | |
US9976438B2 (en) | Stator vane adjusting device of a gas turbine | |
US4645417A (en) | Compressor casing recess | |
US6896484B2 (en) | Turbine engine sealing device | |
JP2004523687A (ja) | 予めセグメント化したスキーラチップを有するタービン翼 | |
JPS5838616B2 (ja) | タ−ビンブレ−ドセンタンブノシ−ル | |
EP3495787B1 (en) | Low profile embedded blade tip clearance probe assembly | |
EP1225308A3 (en) | Split ring for gas turbine casing | |
JP3710480B2 (ja) | 回転機械用回転可能なシール素子 | |
US4606699A (en) | Compressor casing recess | |
JP5638707B2 (ja) | ターボ機械の、ローターブレードを備えたローターの直径を特定するための方法 | |
KR20140116115A (ko) | 터빈 엔진을 위한 베어링 브라켓 | |
US20180328198A1 (en) | Optimized aerodynamic profile for an arm of a structural casing of a turbine, and structural casing having such an arm | |
US20180328199A1 (en) | Optimized aerodynamic profile for an arm of a structural casing of a turbine, and structural casing having such an arm | |
GB2225388A (en) | Rotor blade tip clearance setting in gas turbine engines |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
A521 | Written amendment |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523 Effective date: 20050118 |
|
A621 | Written request for application examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621 Effective date: 20050118 |
|
A131 | Notification of reasons for refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131 Effective date: 20070828 |
|
A521 | Written amendment |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523 Effective date: 20071127 |
|
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: 20080610 |
|
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: 20080709 |
|
FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20110718 Year of fee payment: 3 |
|
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: 20110718 Year of fee payment: 3 |
|
FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20120718 Year of fee payment: 4 |
|
FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20120718 Year of fee payment: 4 |
|
FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20130718 Year of fee payment: 5 |
|
R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
LAPS | Cancellation because of no payment of annual fees |