JPH06299869A - ガスタービンエンジン - Google Patents
ガスタービンエンジンInfo
- Publication number
- JPH06299869A JPH06299869A JP6040249A JP4024994A JPH06299869A JP H06299869 A JPH06299869 A JP H06299869A JP 6040249 A JP6040249 A JP 6040249A JP 4024994 A JP4024994 A JP 4024994A JP H06299869 A JPH06299869 A JP H06299869A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- platform
- nozzle
- flange
- upstream
- sealing assembly
- 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.)
- Withdrawn
Links
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
- F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
- F01D9/023—Transition ducts between combustor cans and first stage of the turbine in gas-turbine engines; their cooling or sealings
-
- 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
-
- 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
Abstract
(57)【要約】
【目的】 燃焼生成物が排出ノズルからノズルガイド翼
に通過するとき燃焼生成物の流通路を密封するのに有効
な装置の提供。 【構成】 ガスタービンエンジンの冷却及び密封構成
は、ノズルガイド翼(20)と燃焼室排出ノズル(2
2)との間に伸びる密封組立体(42,30)を有す
る。ノズルガイド翼(20)は、1つの実施例において
排出ノズル(22)の下流端に重複する延長部(34
A,36A)を有するプラットフォーム(34,36)
を有する。冷却空気は、排出ノズル(22)のフランジ
(24,28)の穴(26,28C)を通り、プラット
フォームの上流縁部分に供給される。密封組立体(4
2,30)は、プラットフォームの延長部に隣接した室
(58,70)を形成し、その室に調整穴(56,6
8)を介して冷却空気を供給する。冷却空気は、プラッ
トフォームの延長部の穴(34B,36B)を通って室
を出てそれらを薄層冷却する。
に通過するとき燃焼生成物の流通路を密封するのに有効
な装置の提供。 【構成】 ガスタービンエンジンの冷却及び密封構成
は、ノズルガイド翼(20)と燃焼室排出ノズル(2
2)との間に伸びる密封組立体(42,30)を有す
る。ノズルガイド翼(20)は、1つの実施例において
排出ノズル(22)の下流端に重複する延長部(34
A,36A)を有するプラットフォーム(34,36)
を有する。冷却空気は、排出ノズル(22)のフランジ
(24,28)の穴(26,28C)を通り、プラット
フォームの上流縁部分に供給される。密封組立体(4
2,30)は、プラットフォームの延長部に隣接した室
(58,70)を形成し、その室に調整穴(56,6
8)を介して冷却空気を供給する。冷却空気は、プラッ
トフォームの延長部の穴(34B,36B)を通って室
を出てそれらを薄層冷却する。
Description
【0001】
【産業上の利用分野】本発明は、軸流ガスタービンエン
ジンに関し、特に、燃焼室排出ノズルとこのような排出
ノズルの下流のノイズガイド翼との間で使用される密封
及び冷却空気供給構造に関する。
ジンに関し、特に、燃焼室排出ノズルとこのような排出
ノズルの下流のノイズガイド翼との間で使用される密封
及び冷却空気供給構造に関する。
【0002】
【従来の技術】従来、今日まで軸流ガスタービンエンジ
ンは、通常、軸線方向の並びにおいて、圧縮器部分と、
高圧圧縮器からの圧縮空気を燃料と混合して燃焼する
(半径方向に配置される)燃焼器と、燃焼生成物によっ
て駆動されるタービン部分とからなる。(ターボ軸航空
発動機を除く)航空発動機の場合において、タービン部
分によって形成されたすべての動力は、ファン推進機を
含む圧縮器部分を駆動するように使用される。発電機ま
たは舶用推進機に適用するようになっているターボ軸エ
ンジンにおいて、タービン部分は、圧縮器部分を駆動す
るために使用される上流部分と、タービン部分の残りと
は独立して回転する動力オフテイク軸に動力タービンを
有する下流部分とからなる。
ンは、通常、軸線方向の並びにおいて、圧縮器部分と、
高圧圧縮器からの圧縮空気を燃料と混合して燃焼する
(半径方向に配置される)燃焼器と、燃焼生成物によっ
て駆動されるタービン部分とからなる。(ターボ軸航空
発動機を除く)航空発動機の場合において、タービン部
分によって形成されたすべての動力は、ファン推進機を
含む圧縮器部分を駆動するように使用される。発電機ま
たは舶用推進機に適用するようになっているターボ軸エ
ンジンにおいて、タービン部分は、圧縮器部分を駆動す
るために使用される上流部分と、タービン部分の残りと
は独立して回転する動力オフテイク軸に動力タービンを
有する下流部分とからなる。
【0003】本明細書において、用語の「上流」及び
「下流」は、軸流ガスタービンエンジンの軸流圧縮器及
びタービンを介して流れる圧縮ガス及び燃焼ガスの方向
を言う。それ故、このようなタービンまたは圧縮器の主
なガス通路に関連する部材について、上流の方向は、エ
ンジンの前方に向かい、下流の方向はその後方に向かう
方向を言う。
「下流」は、軸流ガスタービンエンジンの軸流圧縮器及
びタービンを介して流れる圧縮ガス及び燃焼ガスの方向
を言う。それ故、このようなタービンまたは圧縮器の主
なガス通路に関連する部材について、上流の方向は、エ
ンジンの前方に向かい、下流の方向はその後方に向かう
方向を言う。
【0004】燃焼ガスの生成物は、燃焼器から排出ノズ
ル、ノズルガイド翼の配列を通ってタービンの第1段に
向かって通過する。これらのノズルガイド翼は、エンジ
ンの作動中に生じる動的で熱的な負荷に対して軸線方向
及び半径方向の両方向に支持され配置されなければなら
ない。
ル、ノズルガイド翼の配列を通ってタービンの第1段に
向かって通過する。これらのノズルガイド翼は、エンジ
ンの作動中に生じる動的で熱的な負荷に対して軸線方向
及び半径方向の両方向に支持され配置されなければなら
ない。
【0005】また、燃焼器の下流端は、エンジンの作動
中に生じる動的及び熱的な負荷に対抗するように配置さ
れかつ支持されなけらばならない。さらに、ノズルガイ
ド翼の支持及び配置及び燃焼器の下流部分は、ノズルガ
イド翼にかかる負荷が燃焼器の下流部分に負荷をかけな
いように、またはその逆のことが言えるように構成され
なければならない。
中に生じる動的及び熱的な負荷に対抗するように配置さ
れかつ支持されなけらばならない。さらに、ノズルガイ
ド翼の支持及び配置及び燃焼器の下流部分は、ノズルガ
イド翼にかかる負荷が燃焼器の下流部分に負荷をかけな
いように、またはその逆のことが言えるように構成され
なければならない。
【0006】
【発明が解決しようとする課題】本発明の目的は、燃焼
生成物が排出ノズルからノズルガイド翼に通過するとき
燃焼生成物の流通路を密封するのに有効な装置を提供す
ることである。
生成物が排出ノズルからノズルガイド翼に通過するとき
燃焼生成物の流通路を密封するのに有効な装置を提供す
ることである。
【0007】本発明の他の目的は、ノズルガイド翼の内
側及び外側のプラットフォームを冷却する手段を提供す
ることである。
側及び外側のプラットフォームを冷却する手段を提供す
ることである。
【0008】本発明のさらに他の目的は、ノズルガイド
翼と燃焼器の排出ノズルとの間の構造を冷却すると共に
密封することである。
翼と燃焼器の排出ノズルとの間の構造を冷却すると共に
密封することである。
【0009】特に、本発明の目的は、ノズルガイド翼の
外側のプラットフォームと燃焼器の排出ノズルの下流端
の半径方向外側部分との間に配置された冷却及び密封装
置を提供することである。
外側のプラットフォームと燃焼器の排出ノズルの下流端
の半径方向外側部分との間に配置された冷却及び密封装
置を提供することである。
【0010】さらに本発明の目的は、ノズルガイド翼の
配列に関して燃焼器の下流部分を支持すると共にそれを
位置決めする装置を提供することである。
配列に関して燃焼器の下流部分を支持すると共にそれを
位置決めする装置を提供することである。
【0011】
【課題を解決するための手段】従って、本発明は、燃焼
排出ノズル装置と、排出ノズル装置の下流に配置された
ノズルガイド翼の配列と、排出ノズル装置とノズルガイ
ド翼との間の密封を行う密封組立体とを有し、前記ノズ
ルガイド翼は、排出ノズル装置から燃焼ガス用のガス通
路装置を形成するプラットフォームを備えており、密封
組立体の下流部分は、ノズルガイド翼のプラットフォー
ムに密封するように係合し、密封組立体の上流部分は、
排出ノズル装置に密封するように係合し、ノズルガイド
翼のプラットフォームは、排出ノズル装置に向かって伸
びている上流部分を有し、密封組立体は、プラットフォ
ームの上流部分と組み合わせて室を形成し、密封組立体
は、室への冷却空気を調整する冷却空気穴を有し、プラ
ットフォームは、プラットフォーム上に冷却空気の薄層
を形成してガス通路装置の燃焼生成物の影響からそれら
を保護するためにガス通路装置に室を接続する冷却空気
穴を有する軸流ガスタービンエンジンを提供する。
排出ノズル装置と、排出ノズル装置の下流に配置された
ノズルガイド翼の配列と、排出ノズル装置とノズルガイ
ド翼との間の密封を行う密封組立体とを有し、前記ノズ
ルガイド翼は、排出ノズル装置から燃焼ガス用のガス通
路装置を形成するプラットフォームを備えており、密封
組立体の下流部分は、ノズルガイド翼のプラットフォー
ムに密封するように係合し、密封組立体の上流部分は、
排出ノズル装置に密封するように係合し、ノズルガイド
翼のプラットフォームは、排出ノズル装置に向かって伸
びている上流部分を有し、密封組立体は、プラットフォ
ームの上流部分と組み合わせて室を形成し、密封組立体
は、室への冷却空気を調整する冷却空気穴を有し、プラ
ットフォームは、プラットフォーム上に冷却空気の薄層
を形成してガス通路装置の燃焼生成物の影響からそれら
を保護するためにガス通路装置に室を接続する冷却空気
穴を有する軸流ガスタービンエンジンを提供する。
【0012】都合のよいことに、密封組立体は、室の上
流側を形成するためにノズルガイド翼の上流縁と共同す
るフランジ装置を有する。
流側を形成するためにノズルガイド翼の上流縁と共同す
るフランジ装置を有する。
【0013】好ましくは、密封組立体は、一緒に固定さ
れた内側部材及び外側部材を有し、内側部材は、室の上
流側を形成するためにノズルガイド翼のプラットフォー
ムの上流縁と共同するフランジを有し、外側部材は排出
ノズル装置のフランジ装置に密封するようい係合する上
流に伸びる部分を有する。
れた内側部材及び外側部材を有し、内側部材は、室の上
流側を形成するためにノズルガイド翼のプラットフォー
ムの上流縁と共同するフランジを有し、外側部材は排出
ノズル装置のフランジ装置に密封するようい係合する上
流に伸びる部分を有する。
【0014】排出ノズル装置のフランジ装置は、ノズル
翼プラットフォームの上流縁部分に薄層の冷却空気を供
給するために設けられた冷却空気穴を有する。
翼プラットフォームの上流縁部分に薄層の冷却空気を供
給するために設けられた冷却空気穴を有する。
【0015】プラットフォームは、ノズルガイド翼のプ
ラットフォームであり、密封組立体は、軽量のシート金
属構造であるか、またはノズルガイド翼の内側プラット
フォームであり、密封組立体は、エンジン内のノズルガ
イド翼及び排出ノズルの配置及び支持を行う。前者の場
合、密封組立体は、一緒に固定された内側部材及び外側
部材を有し、内側部材は、その下流端で内側を向いたフ
ランジを有し、外側フランジは、下流端で内側を向いた
フランジ及び上流端で可撓性リップを有し、内側及び外
側部材の下流端の内側を向いたフランジは、ノズル翼に
関して密封組立体の強制的な位置決めを行うようにノズ
ルガイド翼のプラットフォームのフランジ装置に固定さ
れるようになっており、外側部材の可撓性リップは、排
出ノズル装置のフランジ装置に摺動可能に接触してい
る。好ましくは、可撓性リップは、軸線方向に伸びる複
数のスロットを備えている。後者の場合、好ましくは、
排出ノズルは密封組立体に配置されたクロス・キーであ
る。
ラットフォームであり、密封組立体は、軽量のシート金
属構造であるか、またはノズルガイド翼の内側プラット
フォームであり、密封組立体は、エンジン内のノズルガ
イド翼及び排出ノズルの配置及び支持を行う。前者の場
合、密封組立体は、一緒に固定された内側部材及び外側
部材を有し、内側部材は、その下流端で内側を向いたフ
ランジを有し、外側フランジは、下流端で内側を向いた
フランジ及び上流端で可撓性リップを有し、内側及び外
側部材の下流端の内側を向いたフランジは、ノズル翼に
関して密封組立体の強制的な位置決めを行うようにノズ
ルガイド翼のプラットフォームのフランジ装置に固定さ
れるようになっており、外側部材の可撓性リップは、排
出ノズル装置のフランジ装置に摺動可能に接触してい
る。好ましくは、可撓性リップは、軸線方向に伸びる複
数のスロットを備えている。後者の場合、好ましくは、
排出ノズルは密封組立体に配置されたクロス・キーであ
る。
【0016】ノズルガイド翼プラットフォームの上流端
部分は、ノズルガイド翼プラットフォームの上流端部分
上を下流の方向に冷却空気をガス通路装置に流すために
プラットフォームと排出ノズル装置との間に間隙が形成
されるように、排出ノズルの上流端に軸線方向に重複し
ている。
部分は、ノズルガイド翼プラットフォームの上流端部分
上を下流の方向に冷却空気をガス通路装置に流すために
プラットフォームと排出ノズル装置との間に間隙が形成
されるように、排出ノズルの上流端に軸線方向に重複し
ている。
【0017】他の実施例のいて、密封組立体は、一緒に
固定された内側部材と外側部材とを有し、内側部材は、
その下流端に内側を向いたフランジを有し、外側部材
は、下流端に内側を向いたフランジ及び上流端に軸線方
向に相互に平行に伸びる2つの部分を有し、前記軸線方
向に伸びる部分は、スロットを形成し、内側及び外側の
部材の下流端の内側に向いたフランジは、ノズルガイド
翼に関して密封組立体の強制的な配置を行うためにノズ
ルガイド翼のプラットフォームの外側のフランジ装置に
固定されるようになっており、排出ノズル装置は、スロ
ットに摺動可能に配置された軸線方向に伸びるフランジ
装置を有する。
固定された内側部材と外側部材とを有し、内側部材は、
その下流端に内側を向いたフランジを有し、外側部材
は、下流端に内側を向いたフランジ及び上流端に軸線方
向に相互に平行に伸びる2つの部分を有し、前記軸線方
向に伸びる部分は、スロットを形成し、内側及び外側の
部材の下流端の内側に向いたフランジは、ノズルガイド
翼に関して密封組立体の強制的な配置を行うためにノズ
ルガイド翼のプラットフォームの外側のフランジ装置に
固定されるようになっており、排出ノズル装置は、スロ
ットに摺動可能に配置された軸線方向に伸びるフランジ
装置を有する。
【0018】
【実施例】図1を参照すると、ガスタービンエンジン1
0は、圧縮器12,燃焼器14及びタービン16を有す
る。燃焼器14は、缶環状タイプであり、すなわち、各
々が分かれているが周縁方向に密接に隣接しているかま
たは連続的に配置された排出ノズルを有する多数の燃焼
室があり、燃焼室は、環状ケーシング内に配置されてい
る。図1において、環状ケーシングは図示されないが、
各燃焼室は参照符号18で示されており、ノズルガイド
翼20の配列は、燃焼室18の下流端とタービン16の
第1段との間に配置されている。
0は、圧縮器12,燃焼器14及びタービン16を有す
る。燃焼器14は、缶環状タイプであり、すなわち、各
々が分かれているが周縁方向に密接に隣接しているかま
たは連続的に配置された排出ノズルを有する多数の燃焼
室があり、燃焼室は、環状ケーシング内に配置されてい
る。図1において、環状ケーシングは図示されないが、
各燃焼室は参照符号18で示されており、ノズルガイド
翼20の配列は、燃焼室18の下流端とタービン16の
第1段との間に配置されている。
【0019】軸線方向に配置された燃焼室18が指示さ
れているが、いくつかの工業用及び動力発生エンジン
は、少なくともその上流端に半径方向に配置された燃焼
室を有し、特に図2の実施例は、これらに適用可能であ
る。
れているが、いくつかの工業用及び動力発生エンジン
は、少なくともその上流端に半径方向に配置された燃焼
室を有し、特に図2の実施例は、これらに適用可能であ
る。
【0020】さらに特に図2を参照すると、軸線方向に
配置された燃焼室18の下流部分18Aとノズルガイド
翼20が詳細に示されている。各燃焼室18は、排出ノ
ズル22を有し、排出ノズル22の組み合わせは、各排
出ノズル22の側壁を半径方向に延ばすことによって分
割されたほぼ環状の出口を規定する。各排出ノズルは、
その半径方向の外面に周縁方向及び半径方向に伸びるフ
ランジ、すなわち「レール」と称されるフランジ24を
有する。個々の排出ノズル22のフランジまたはレール
24は、共に周縁方向のリングを形成する。各レール2
4は、周縁方向に間隔を置いた複数の冷却空気穴26を
備えている。
配置された燃焼室18の下流部分18Aとノズルガイド
翼20が詳細に示されている。各燃焼室18は、排出ノ
ズル22を有し、排出ノズル22の組み合わせは、各排
出ノズル22の側壁を半径方向に延ばすことによって分
割されたほぼ環状の出口を規定する。各排出ノズルは、
その半径方向の外面に周縁方向及び半径方向に伸びるフ
ランジ、すなわち「レール」と称されるフランジ24を
有する。個々の排出ノズル22のフランジまたはレール
24は、共に周縁方向のリングを形成する。各レール2
4は、周縁方向に間隔を置いた複数の冷却空気穴26を
備えている。
【0021】各排出ノズル22の半径方向の内壁18B
は、周縁方向に内側に伸びるクランク状に曲がったフラ
ンジ28を備えており、このフランジ28は、軸線方向
及び半径方向に傾斜した外側部分28Aと、半径方向に
伸びる内側部分28Bを有する。隣接する排出ノズルの
フランジ28は、フランジ28の外側部分28Aが頂部
が集約するような円錐台を形成し、内側部分28Bが円
筒形を形成するように互いに当接する。部分28Aは、
周縁方向に間隔を置いた複数の冷却空気穴28Cを備え
ており、部分28Bは、周縁方向に間隔を置き、半径方
向内側に伸びる突出部または一列の歯28Dを具備して
いる。フランジ部分28B及び突出部28Dは、以下に
さらに詳細に説明する支持構造30に係合する。
は、周縁方向に内側に伸びるクランク状に曲がったフラ
ンジ28を備えており、このフランジ28は、軸線方向
及び半径方向に傾斜した外側部分28Aと、半径方向に
伸びる内側部分28Bを有する。隣接する排出ノズルの
フランジ28は、フランジ28の外側部分28Aが頂部
が集約するような円錐台を形成し、内側部分28Bが円
筒形を形成するように互いに当接する。部分28Aは、
周縁方向に間隔を置いた複数の冷却空気穴28Cを備え
ており、部分28Bは、周縁方向に間隔を置き、半径方
向内側に伸びる突出部または一列の歯28Dを具備して
いる。フランジ部分28B及び突出部28Dは、以下に
さらに詳細に説明する支持構造30に係合する。
【0022】各ノズルガイド翼20は、外側のプラット
フォーム34及び内側のプラットフォーム36に一体的
に鋳造された航空機状翼32を有する。プラットフォー
ム34及び36は、それぞれドッグ38及び40を具備
しており、それらは、エンジンの動作中にかかる負荷に
対して翼を配置し、それらを支持するためにエンジンの
静止構造体(図示せず)に従来の方法で保持される。
フォーム34及び内側のプラットフォーム36に一体的
に鋳造された航空機状翼32を有する。プラットフォー
ム34及び36は、それぞれドッグ38及び40を具備
しており、それらは、エンジンの動作中にかかる負荷に
対して翼を配置し、それらを支持するためにエンジンの
静止構造体(図示せず)に従来の方法で保持される。
【0023】外側及び内側のプラットフォームは、前方
に突出している延長部をそれぞれ有し、それらは、排出
ノズル22の外側及び内側の壁18A,18Bに向かっ
て伸びている。プラットフォームの延長部34A,36
Aの上流端は、プラットフォーム上に薄層の冷却空気の
流れが残るように各間隙35,37がそれらの上流縁部
を越えて排出ノズルの外壁及び内壁の下流端に重複し、
それを包んでいる。延長部34A及び36Aの双方は、
プラットフォーム上に流れる薄層の冷却空気を新しく
し、それを付加するために穴34B及び36Bを追加と
してそれぞれ具備している。
に突出している延長部をそれぞれ有し、それらは、排出
ノズル22の外側及び内側の壁18A,18Bに向かっ
て伸びている。プラットフォームの延長部34A,36
Aの上流端は、プラットフォーム上に薄層の冷却空気の
流れが残るように各間隙35,37がそれらの上流縁部
を越えて排出ノズルの外壁及び内壁の下流端に重複し、
それを包んでいる。延長部34A及び36Aの双方は、
プラットフォーム上に流れる薄層の冷却空気を新しく
し、それを付加するために穴34B及び36Bを追加と
してそれぞれ具備している。
【0024】シート金属製の密封組立体42は、ノズル
ガイド翼20の外側のプラットフォーム34と燃焼室1
8の排出ノズルの隣接部分との間に密封を形成するよう
になっている。この密封組立体は、互いに軸線方向に接
触するように延長され、周縁方向に間隔を置いたリベッ
ト54によって一緒に固定される。内側のリング44
は、軸線方向に対向する端部で内側を向いた2つのフラ
ンジ44A及び44Bを有し、外側のリング46は、そ
の後端に内側を向いたフランジ46Aとその前端に外側
に曲がった可撓性リップ46Bとを有する。
ガイド翼20の外側のプラットフォーム34と燃焼室1
8の排出ノズルの隣接部分との間に密封を形成するよう
になっている。この密封組立体は、互いに軸線方向に接
触するように延長され、周縁方向に間隔を置いたリベッ
ト54によって一緒に固定される。内側のリング44
は、軸線方向に対向する端部で内側を向いた2つのフラ
ンジ44A及び44Bを有し、外側のリング46は、そ
の後端に内側を向いたフランジ46Aとその前端に外側
に曲がった可撓性リップ46Bとを有する。
【0025】リング44及び46のフランジ44A及び
46Bは、各ノズルガイド翼20の外側のプラットフォ
ーム34上の半径方向に短く突出したフランジまたはレ
ール34Cにわたって密封組立体を固定することができ
るように軸線方向に十分な量の間隙を置いている。フラ
ンジ44A及び46Aは、レール34Cにしっかりと係
合し、外側リング46の前端は、排出ノズル22のレー
ル24に弾性的に係合し、内側リング44のフランジ4
4Bは、延長プラットフォーム部分34Aの上流端上を
スライドする。傾斜リップ46Bは、エンジンの組み立
て中、排出ノズル22の挿入を補助するようにリードイ
ンを提供する。
46Bは、各ノズルガイド翼20の外側のプラットフォ
ーム34上の半径方向に短く突出したフランジまたはレ
ール34Cにわたって密封組立体を固定することができ
るように軸線方向に十分な量の間隙を置いている。フラ
ンジ44A及び46Aは、レール34Cにしっかりと係
合し、外側リング46の前端は、排出ノズル22のレー
ル24に弾性的に係合し、内側リング44のフランジ4
4Bは、延長プラットフォーム部分34Aの上流端上を
スライドする。傾斜リップ46Bは、エンジンの組み立
て中、排出ノズル22の挿入を補助するようにリードイ
ンを提供する。
【0026】排出ノズル22の支持装置30が内側の場
所にあるとき、密封組立体42は、密封を行い、冷却空
気流を制御することが必要なだけである。内側支持体と
外側密封組立体との間の排出ノズルの半径方向の高さに
わたる熱負荷に対抗するために、外側密封組立体42は
できる限り可撓性を有することが望ましい。
所にあるとき、密封組立体42は、密封を行い、冷却空
気流を制御することが必要なだけである。内側支持体と
外側密封組立体との間の排出ノズルの半径方向の高さに
わたる熱負荷に対抗するために、外側密封組立体42は
できる限り可撓性を有することが望ましい。
【0027】特に、図3を参照すると、外側リング46
は、リング46を通ってドリル加工された小さい穴52
で終結する、間隔を置いた非常に小さい複数のスロット
50を備えている。スロット50は、エンジンの組み立
てを可能にすると共に、エンジンの作動中、排出ノズル
22とノズルガイド翼20との間の相対的な半径方向の
運動を可能とするようにリング46の上端または前端を
十分に可撓性にする。本例において、約1mmの厚さの
ハイネス25(登録商標)のような高度な特性を備えた
シート金属に所望の柔軟性を与えるためにリベット54
の対の間に穴52とスロット50が設けられているのが
示されている。内側シート金属製のリング44は、従来
のように同じ材料から製造される。小さい穴52は、エ
ンジンの組み立て中及び作動中、シート材料がたわむに
つれて、スロットの後端でシート材料が過剰に応力を受
けないように応力を解放する構造を有する。
は、リング46を通ってドリル加工された小さい穴52
で終結する、間隔を置いた非常に小さい複数のスロット
50を備えている。スロット50は、エンジンの組み立
てを可能にすると共に、エンジンの作動中、排出ノズル
22とノズルガイド翼20との間の相対的な半径方向の
運動を可能とするようにリング46の上端または前端を
十分に可撓性にする。本例において、約1mmの厚さの
ハイネス25(登録商標)のような高度な特性を備えた
シート金属に所望の柔軟性を与えるためにリベット54
の対の間に穴52とスロット50が設けられているのが
示されている。内側シート金属製のリング44は、従来
のように同じ材料から製造される。小さい穴52は、エ
ンジンの組み立て中及び作動中、シート材料がたわむに
つれて、スロットの後端でシート材料が過剰に応力を受
けないように応力を解放する構造を有する。
【0028】密封組立体42とノズルガイド翼20の外
側のプラットフォーム延長部34Aとの間に形成された
外側の環状空隙58に空気が入ることができるようにす
るために2つのリング44及び46を貫通するようにド
リル加工された冷却空気入り口穴56が設けられてい
る。穴56から入った空気は、プラットフォーム延長部
34Aの冷却空気の周縁列を通って空気の出力を供給す
る。穴34Bは、後方に傾斜しており、それらの外側に
流れる出す空気が広がり、ノズルガイド翼のプラットフ
ォーム34の内面でそれ自身薄層冷却作用を行うことが
できるようにするために十分に接近した間隔を置いてい
る。
側のプラットフォーム延長部34Aとの間に形成された
外側の環状空隙58に空気が入ることができるようにす
るために2つのリング44及び46を貫通するようにド
リル加工された冷却空気入り口穴56が設けられてい
る。穴56から入った空気は、プラットフォーム延長部
34Aの冷却空気の周縁列を通って空気の出力を供給す
る。穴34Bは、後方に傾斜しており、それらの外側に
流れる出す空気が広がり、ノズルガイド翼のプラットフ
ォーム34の内面でそれ自身薄層冷却作用を行うことが
できるようにするために十分に接近した間隔を置いてい
る。
【0029】また、冷却空気は、レール24のドリル加
工穴26を通って入ることができる。これは、スロット
50を通る空気流及び排出ノズル22の外側を冷却する
ためにリング46とレイル24との間の漏れ流れを供給
し、排出ノズルの外側とノズルガイド翼の外側のプラッ
トフォームの延長部34Aの上端の内面との間の間隙3
5を通って薄層冷却空気が流れることを保証する。
工穴26を通って入ることができる。これは、スロット
50を通る空気流及び排出ノズル22の外側を冷却する
ためにリング46とレイル24との間の漏れ流れを供給
し、排出ノズルの外側とノズルガイド翼の外側のプラッ
トフォームの延長部34Aの上端の内面との間の間隙3
5を通って薄層冷却空気が流れることを保証する。
【0030】密封組立体42は、排出ノズル22とノズ
ルガイド翼20との間の密封体としてのみ作用し、これ
らの部品の機械的な支持は行わない。また、排出ノズル
22の外面とノズルガイド翼20の外側のプラットフォ
ーム34に供給される冷却空気を調整する助けをする。
ルガイド翼20との間の密封体としてのみ作用し、これ
らの部品の機械的な支持は行わない。また、排出ノズル
22の外面とノズルガイド翼20の外側のプラットフォ
ーム34に供給される冷却空気を調整する助けをする。
【0031】排出ノズル及びノズルガイド翼支持組立体
30は、半径方向の内側に伸びている延長部分61,7
3を有する外側及び内側リング部材60を有し、この延
長部分61,73は、周縁方向に間隔を置いたボルト
(図示せず)によって平坦な接触面に沿って互いに接触
する際に一緒に固定される。
30は、半径方向の内側に伸びている延長部分61,7
3を有する外側及び内側リング部材60を有し、この延
長部分61,73は、周縁方向に間隔を置いたボルト
(図示せず)によって平坦な接触面に沿って互いに接触
する際に一緒に固定される。
【0032】リング部材60の外側部分は、半径方向外
側に曲がったフランジまたはリップ64を有する前方に
伸びるフランジ62からなり、翼の内側のプラットフォ
ームの延長部36Aの前縁に密接に隣接している。これ
は、内側のプラットフォームの延長部36Aの後方に傾
斜した列に冷却空気を供給する室70を形成し、この室
は、外側のプラットフォームの穴34Bへの同様の目的
を満たす。またリング部材60の外側部分は、周縁方向
に伸びているスロット66を有する後方に伸びる部分6
5を有し、このスロットにノズルガイド翼の内側のプラ
ットフォーム36の前方ラグまたはフランジ36Cが配
置される。穴68は室70に冷却空気を供給するように
リング部材60の半径方向外側部分を通るようにドリル
加工される。リング部材60の外側の特徴は、部分65
の後方に設けられた周縁方向に間隔を置くように配列さ
れた歯69である。これら伸びる歯69は、知られてい
るように、隣の静止構造(図示せず)に係合してノズル
ガイド翼20の前方にクロスキーの場所を形成する。
側に曲がったフランジまたはリップ64を有する前方に
伸びるフランジ62からなり、翼の内側のプラットフォ
ームの延長部36Aの前縁に密接に隣接している。これ
は、内側のプラットフォームの延長部36Aの後方に傾
斜した列に冷却空気を供給する室70を形成し、この室
は、外側のプラットフォームの穴34Bへの同様の目的
を満たす。またリング部材60の外側部分は、周縁方向
に伸びているスロット66を有する後方に伸びる部分6
5を有し、このスロットにノズルガイド翼の内側のプラ
ットフォーム36の前方ラグまたはフランジ36Cが配
置される。穴68は室70に冷却空気を供給するように
リング部材60の半径方向外側部分を通るようにドリル
加工される。リング部材60の外側の特徴は、部分65
の後方に設けられた周縁方向に間隔を置くように配列さ
れた歯69である。これら伸びる歯69は、知られてい
るように、隣の静止構造(図示せず)に係合してノズル
ガイド翼20の前方にクロスキーの場所を形成する。
【0033】内側のリング部材72は、前方に伸びたフ
ランジ74を有し、このフランジ74は、リング部材の
前方に伸びるフランジ62に関連して、排出ノズル22
を支持する傾斜フランジ28の後方に伸びた内側部分2
8Bを受ける大きさの環状スロットまたは口部75を形
成する。排出ノズルのクロスキーの場所を完全にするた
めに、フランジ74は円周方向に等間隔に配置された複
数のスロット74を備え、このスロットに、フランジ部
分から内側に突出している対応する歯28Dが受けられ
る。
ランジ74を有し、このフランジ74は、リング部材の
前方に伸びるフランジ62に関連して、排出ノズル22
を支持する傾斜フランジ28の後方に伸びた内側部分2
8Bを受ける大きさの環状スロットまたは口部75を形
成する。排出ノズルのクロスキーの場所を完全にするた
めに、フランジ74は円周方向に等間隔に配置された複
数のスロット74を備え、このスロットに、フランジ部
分から内側に突出している対応する歯28Dが受けられ
る。
【0034】組立体は、簡単な2つの部品構成であり、
排出ノズルの下流端を支持し配置する周縁方向の口部7
5の制御を行い、ノズルガイド翼の内側のプラットフォ
ームへの冷却流の密封及び制御を行う。燃焼室18の下
流端を支持するこの装置によって排出ノズル22とノズ
ルガイド翼20との間の相対的な軸線方向の動きが可能
になり、エンジンの作動中に生じる他の動的な熱負荷に
対抗する。また、エンジンサージの場合、排出ノズルを
通過する空気によって発生する力の方向が逆転すると
き、この構成は、それらに必要な正の位置を与える。
排出ノズルの下流端を支持し配置する周縁方向の口部7
5の制御を行い、ノズルガイド翼の内側のプラットフォ
ームへの冷却流の密封及び制御を行う。燃焼室18の下
流端を支持するこの装置によって排出ノズル22とノズ
ルガイド翼20との間の相対的な軸線方向の動きが可能
になり、エンジンの作動中に生じる他の動的な熱負荷に
対抗する。また、エンジンサージの場合、排出ノズルを
通過する空気によって発生する力の方向が逆転すると
き、この構成は、それらに必要な正の位置を与える。
【0035】内側のシール及び支持組立体30及び外側
の密封組立体42の全体的な組み合わせは、内側及び外
側の支持及び密封構成の間、排出ノズル側壁23の半径
方向の高さにわたって最小限の対抗する熱負荷を提供す
る。
の密封組立体42の全体的な組み合わせは、内側及び外
側の支持及び密封構成の間、排出ノズル側壁23の半径
方向の高さにわたって最小限の対抗する熱負荷を提供す
る。
【0036】フランジ28の部分28Aは、部分28B
を越えてスロット76を通過する漏れ流によって補われ
る冷却空気の入り口の開口28Cを備えており、それに
よって排出ノズル22の下側を冷却し、排出ノズルの下
側とノズル翼の内側のプラットフォームの延長部36A
の外面の上流端との間の間隙を冷却空気が流れることを
保証する。
を越えてスロット76を通過する漏れ流によって補われ
る冷却空気の入り口の開口28Cを備えており、それに
よって排出ノズル22の下側を冷却し、排出ノズルの下
側とノズル翼の内側のプラットフォームの延長部36A
の外面の上流端との間の間隙を冷却空気が流れることを
保証する。
【0037】ノズルガイド翼プラットフォーム延長部3
4A,36Aに関する興味を引く事項は、空気力学的な
損失を減少させることである。排出ノズルからの出口を
包み重複するプラットフォームの延長部は、それが排出
ノズル22からの出口が外側のプラットフォーム34に
よって規定されたノズルガイド翼20への入り口に整合
する場合に生じるボウウエーブ効果(bow wave
effect)を減少し、または消去する。ボウウエ
ーブの存在は、表面への熱い燃焼ガスの衝突によってノ
ズルガイド翼のプラットフォーム上に熱いしまを生じ
る。これは、部品の性能及び寿命に悪影響を与える。
4A,36Aに関する興味を引く事項は、空気力学的な
損失を減少させることである。排出ノズルからの出口を
包み重複するプラットフォームの延長部は、それが排出
ノズル22からの出口が外側のプラットフォーム34に
よって規定されたノズルガイド翼20への入り口に整合
する場合に生じるボウウエーブ効果(bow wave
effect)を減少し、または消去する。ボウウエ
ーブの存在は、表面への熱い燃焼ガスの衝突によってノ
ズルガイド翼のプラットフォーム上に熱いしまを生じ
る。これは、部品の性能及び寿命に悪影響を与える。
【0038】図4を参照すると、燃焼排出ノズル外壁6
2の下流端のノズルガイド翼外側プラットフォーム80
とフランジ付きリング94が組み合わせられており、そ
の間に密封組立体100を有する他の構成が示されてい
る。本発明のこの実施例において、燃焼器は、排出ノズ
ル90と同じように、完全に環状であり、外側のプラッ
トフォーム80の前方の延長部80Aは、排出ノズルの
下流端のリング94に重複しないことに留意すべきであ
る。しかしながら、これら2つの部品の間の間隙は、排
出ノズルと案内翼との間の流れの移行によって生じる、
前述した流れの乱れを減少させるような方法で密封組立
体100によって覆われる。
2の下流端のノズルガイド翼外側プラットフォーム80
とフランジ付きリング94が組み合わせられており、そ
の間に密封組立体100を有する他の構成が示されてい
る。本発明のこの実施例において、燃焼器は、排出ノズ
ル90と同じように、完全に環状であり、外側のプラッ
トフォーム80の前方の延長部80Aは、排出ノズルの
下流端のリング94に重複しないことに留意すべきであ
る。しかしながら、これら2つの部品の間の間隙は、排
出ノズルと案内翼との間の流れの移行によって生じる、
前述した流れの乱れを減少させるような方法で密封組立
体100によって覆われる。
【0039】密封組立体100は、外側及び内側リング
部材102及び104を有し、それらは、スポット溶接
またはリベット(図示せず)によって一緒の固定され、
ノズルガイド翼の外側のプラットフォーム80の外面上
に半径方向に突出した短いフランジまたはレール上に固
定される。このリング102,104は、各々が内側を
向いたフランジ102A,104Aを有し、それらは、
共同してノズルガイド翼のレールが適合される環状の空
間を形成する。
部材102及び104を有し、それらは、スポット溶接
またはリベット(図示せず)によって一緒の固定され、
ノズルガイド翼の外側のプラットフォーム80の外面上
に半径方向に突出した短いフランジまたはレール上に固
定される。このリング102,104は、各々が内側を
向いたフランジ102A,104Aを有し、それらは、
共同してノズルガイド翼のレールが適合される環状の空
間を形成する。
【0040】内側リング104は、104Bで段が形成
されており、外側リング102の円筒形部分102B及
び半径方向の内側円筒形部分104Dに接触して固定さ
れる半径方向外側の円筒形部分104Cを有する。この
部分104Dは、相互に平行に軸線方向に伸びる2つの
フランジ部分106A及び106Bを有する他の最内端
リング106にリベットまたは溶接によって固定され、
フランジ部分106A及び106Bは、環状のスロット
107を形成する。排出ノズル90の下流端のリング9
4は、軸線方向に伸びかつ環状スロット107に配置さ
れているフランジ94Aと、下流方向に伸びているが、
排出ノズル90の外壁92のラインに連続しているリッ
プ94Bとを有する。間隙がフランジ94A,106A
及び106Bの間に形成され、この間隙によってエンジ
ンの正常な動作中、部品の熱膨張差に実質的に比例しか
つ予期された相対的な半径方向の動きが可能になる。相
対的な半径方向の動きの残りの部分、すなわち、フラン
ジ94A,106A及び106Bの間の間隙は、密封組
立体100のリング104の固有の半径方向の可撓性に
よって吸収される。しかしながら、リング104の半径
方向の可撓性は、図2におけるリング46の可撓性程で
はない。なぜならば、それは、同じ厚さを有する同程度
の材料から製造されるが、リング104は、図2におけ
るスロット50と同様の軸線方向のスロットを備えてい
ないからである。
されており、外側リング102の円筒形部分102B及
び半径方向の内側円筒形部分104Dに接触して固定さ
れる半径方向外側の円筒形部分104Cを有する。この
部分104Dは、相互に平行に軸線方向に伸びる2つの
フランジ部分106A及び106Bを有する他の最内端
リング106にリベットまたは溶接によって固定され、
フランジ部分106A及び106Bは、環状のスロット
107を形成する。排出ノズル90の下流端のリング9
4は、軸線方向に伸びかつ環状スロット107に配置さ
れているフランジ94Aと、下流方向に伸びているが、
排出ノズル90の外壁92のラインに連続しているリッ
プ94Bとを有する。間隙がフランジ94A,106A
及び106Bの間に形成され、この間隙によってエンジ
ンの正常な動作中、部品の熱膨張差に実質的に比例しか
つ予期された相対的な半径方向の動きが可能になる。相
対的な半径方向の動きの残りの部分、すなわち、フラン
ジ94A,106A及び106Bの間の間隙は、密封組
立体100のリング104の固有の半径方向の可撓性に
よって吸収される。しかしながら、リング104の半径
方向の可撓性は、図2におけるリング46の可撓性程で
はない。なぜならば、それは、同じ厚さを有する同程度
の材料から製造されるが、リング104は、図2におけ
るスロット50と同様の軸線方向のスロットを備えてい
ないからである。
【0041】部品の相対的な膨張及び収縮の間に互いに
接触する傾向あるフランジの表面に産業界で知られてい
るような抗フレテッングコーティングCが形成されるこ
とに留意すべきである。
接触する傾向あるフランジの表面に産業界で知られてい
るような抗フレテッングコーティングCが形成されるこ
とに留意すべきである。
【0042】エンジンのいくつかの作動の下に、ノズル
ガイド翼の外側のプラットフォーム80の上流端に関す
る密封リング部材106の半径方向の外側の動きは、こ
れらの上流縁部に十分さらされるようになり、プラット
フォームの上流部分の内面上の冷却空気109の円滑で
均一な流れに干渉するガス通路の内壁に上流に面する小
さい段を形成する。例えば、これは、ノズルガイド翼の
外側プラットフォーム80に関して排出ノズルの端部リ
ング94の過剰な半径方向の熱膨張によって生じる。も
しこれが危険であれば、密封リング部材106は、(点
線で示された)環状リップの形態の小さい停止部110
を備えており、これらは、ノズルガイド翼の外側のプラ
ットフォームの上流縁に関してリング部材106の後面
106Cの過剰な半径方向外側への動きを防止する。要
するに、この方法は、密封組立体100及びフランジ9
4Aの部品への損傷を防止するために放出ノズルの下流
端94の固有の可撓性に依存する。
ガイド翼の外側のプラットフォーム80の上流端に関す
る密封リング部材106の半径方向の外側の動きは、こ
れらの上流縁部に十分さらされるようになり、プラット
フォームの上流部分の内面上の冷却空気109の円滑で
均一な流れに干渉するガス通路の内壁に上流に面する小
さい段を形成する。例えば、これは、ノズルガイド翼の
外側プラットフォーム80に関して排出ノズルの端部リ
ング94の過剰な半径方向の熱膨張によって生じる。も
しこれが危険であれば、密封リング部材106は、(点
線で示された)環状リップの形態の小さい停止部110
を備えており、これらは、ノズルガイド翼の外側のプラ
ットフォームの上流縁に関してリング部材106の後面
106Cの過剰な半径方向外側への動きを防止する。要
するに、この方法は、密封組立体100及びフランジ9
4Aの部品への損傷を防止するために放出ノズルの下流
端94の固有の可撓性に依存する。
【0043】外側のプラットフォームの薄層冷却を防止
するために、リング94は、リング94の外側のフラン
ジ94Aと内側のリップ94Bとの間、次に密封組立体
100の最内端リング106の内側のフランジ106A
に、次にノズルガイド翼の外側プラットフォームの延長
部80Aの内面上に冷却流が流れることを可能にするよ
うに配置された円周方向に伸びる冷却空気の穴96の列
を有する。
するために、リング94は、リング94の外側のフラン
ジ94Aと内側のリップ94Bとの間、次に密封組立体
100の最内端リング106の内側のフランジ106A
に、次にノズルガイド翼の外側プラットフォームの延長
部80Aの内面上に冷却流が流れることを可能にするよ
うに配置された円周方向に伸びる冷却空気の穴96の列
を有する。
【0044】プラットフォーム延長部80Aと密封組立
体100との間に規定された室に冷却空気を供給するた
めに、密封組立体100の内側リング104は、冷却空
気の入口穴104Eを有する。冷却空気は室108から
プラットフォームの延長部80Aの傾斜穴80の円周方
向に伸びる列を通ってその内面を薄層冷却し、それによ
ってリング94の穴96を通る流れによってすでに形成
された冷却空気の薄層を補完し、それを新しくする。
体100との間に規定された室に冷却空気を供給するた
めに、密封組立体100の内側リング104は、冷却空
気の入口穴104Eを有する。冷却空気は室108から
プラットフォームの延長部80Aの傾斜穴80の円周方
向に伸びる列を通ってその内面を薄層冷却し、それによ
ってリング94の穴96を通る流れによってすでに形成
された冷却空気の薄層を補完し、それを新しくする。
【0045】排出ノズルのフランジ94A(図4参
照)、24及び28(図2参照)に関連して、各組立体
100,42及び30は、排出ノズルとノズルガイド翼
との間の境界で適当な密封を形成し、ノズルガイド翼の
プラットフォームの上流の延長部に流れる冷却空気を制
御する。また、本発明の実施例は、メインの流れへの冷
却空気の流れの均一な配分を容易にする。ノズルガイド
翼の外側のプラットフォーム80Aは、排出ノズルの下
流端に重複しないから、密封組立体100は、排出ノズ
ル90とノズルガイド翼の外側のプラットフォーム80
との間にガス流の円滑な移行を行い、それによって、ノ
ズルガイド翼のプラットフォーム上に熱いしまが形成さ
れることを防止する。
照)、24及び28(図2参照)に関連して、各組立体
100,42及び30は、排出ノズルとノズルガイド翼
との間の境界で適当な密封を形成し、ノズルガイド翼の
プラットフォームの上流の延長部に流れる冷却空気を制
御する。また、本発明の実施例は、メインの流れへの冷
却空気の流れの均一な配分を容易にする。ノズルガイド
翼の外側のプラットフォーム80Aは、排出ノズルの下
流端に重複しないから、密封組立体100は、排出ノズ
ル90とノズルガイド翼の外側のプラットフォーム80
との間にガス流の円滑な移行を行い、それによって、ノ
ズルガイド翼のプラットフォーム上に熱いしまが形成さ
れることを防止する。
【0046】密封組立体42及び100の1つの利点
は、ノズルガイド翼に著しい追加的な負荷がかからない
ことである。なぜならば、それは、内側支持組立体3
0,排出ノズル22及び外側の密封組立体との間に、こ
れらの3つの部品にわたって対抗する熱負荷を作り出す
ことなく相対的な熱膨張が可能になるからである。この
ような追加的な負荷は、個々のノズルガイド翼の自由度
に関して干渉し、負荷の差に応答して(図2のフランジ
36C,38及び40のような)それらの存在する弦状
密封体の長さに沿って傾斜する。
は、ノズルガイド翼に著しい追加的な負荷がかからない
ことである。なぜならば、それは、内側支持組立体3
0,排出ノズル22及び外側の密封組立体との間に、こ
れらの3つの部品にわたって対抗する熱負荷を作り出す
ことなく相対的な熱膨張が可能になるからである。この
ような追加的な負荷は、個々のノズルガイド翼の自由度
に関して干渉し、負荷の差に応答して(図2のフランジ
36C,38及び40のような)それらの存在する弦状
密封体の長さに沿って傾斜する。
【図1】軸流ガスタービンエンジンの概略図である。
【図2】本発明の1つの実施例を組み込んだガスタービ
ンエンジンの部分拡大図である。
ンエンジンの部分拡大図である。
【図3】図2の矢印Aの方向の部分拡大図である。
【図4】本発明の他の実施例を示す図である。
20 ノズルガイド翼 22 燃焼室排出ノズル 24,28 フランジ 26 穴 30,42 密封組立体 56,68 調整穴 58,70 室
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 デーヴィッド・ハワード・テイラー イギリス国ウォーリックシャー,ニア・ア ザーストン,オーストリー,ウォートン・ レーン,ドネルズ(番地なし) (72)発明者 アーサー・バーナード・グリフィン イギリス国レスターシャー,バーベイジ, ザ・フェアウェイ 23 (72)発明者 デーヴィッド・ウィリアム・トゥーソン イギリス国コヴェントリー,ストーク・ヒ ル,バービカン・ライズ 5
Claims (20)
- 【請求項1】 燃焼排出ノズル装置と、排出ノズル装置
の下流に配置されたノズルガイド翼の配列と、排出ノズ
ル装置とノズルガイド翼との間の密封を行う密封組立体
とを有し、前記ノズルガイド翼は、排出ノズル装置から
燃焼ガス用のガス通路装置を形成するプラットフォーム
を備えており、密封組立体の下流部分は、ノズルガイド
翼のプラットフォームに密封するように係合し、密封組
立体の上流部分は、排出ノズル装置に密封するように係
合し、ノズルガイド翼のプラットフォームは、排出ノズ
ル装置に向かって伸びている上流部分を有し、密封組立
体は、プラットフォームの上流部分と組み合わされて室
を形成し、密封組立体は、室への冷却空気を調整する冷
却空気穴を有し、プラットフォームは、プラットフォー
ム上に冷却空気の薄層を形成してガス通路装置の燃焼生
成物の影響からそれらを保護するためにガス通路装置に
室を接続する冷却空気穴を有する軸流ガスタービンエン
ジン。 - 【請求項2】 密封組立体は、室の上流側を形成するた
めにノズルガイド翼の上流縁と共同するフランジ装置を
有する請求項1に記載のガスタ−ビンエンジン。 - 【請求項3】 密封組立体は、一緒に固定された内側部
材及び外側部材を有し、内側部材は、室の上流側を形成
するためにノズルガイド翼のプラットフォームの上流縁
と共同するフランジを有し、外側部材は排出ノズル装置
のフランジ装置に密封するように係合する上流に伸びる
部分を有する請求項1に記載のガスタービンエンジン。 - 【請求項4】 排出ノズル装置のフランジ装置は、ノズ
ル翼プラットフォームの上流縁部分に薄層の冷却空気を
供給するために設けられた冷却空気穴を有する請求項3
に記載のガスタービンエンジン。 - 【請求項5】 プラットフォームは、ノズルガイド翼の
プラットフォームであり、密封組立体は、軽量のシート
金属構造である請求項1から4のいずれか1項に記載の
ガスタービンエンジン。 - 【請求項6】 プラットフォームは、ノズルガイド翼の
内側プラットフォームであり、密封組立体は、エンジン
内のノズルガイド翼の配置及び支持を行う請求項1から
3のいずれか1項に記載のガスタービンエンジン。 - 【請求項7】 一緒に固定された内側部材及び外側部材
を有し、内側部材は、その下流端で内側を向いたフラン
ジを有し、外側フランジは、下流端で内側を向いたフラ
ンジ及び上流端で可撓性リップを有し、内側及び外側部
材の下流端の内側を向いたフランジは、ノズル翼に関し
て密封組立体の強制的な位置決めを行うようにノズルガ
イド翼のプラットフォームのフランジ装置に固定される
ようになっており、外側部材の可撓性リップは、排出ノ
ズル装置のフランジ装置に摺動可能に接触している請求
項5に記載のガスタービンエンジン。 - 【請求項8】 可撓性リップは、軸線方向に伸びる複数
のスロットを備えている請求項7に記載のガスタービン
エンジン。 - 【請求項9】 ノズルガイド翼プラットフォームの上流
端部分は、ノズルガイド翼プラットフォームの上流端部
分上を下流の方向に冷却空気をガス通路装置に流すため
にプラットフォームと排出ノズル装置との間に間隙が形
成されるように、排出ノズルの上流端に軸線方向に重複
している請求項1から8のいずれか1項に記載のガスタ
ービンエンジン。 - 【請求項10】 密封組立体は、一緒に固定された内側
部材と外側部材とを有し、内側部材は、その下流端に内
側を向いたフランジを有し、外側部材は、下流端に内側
を向いたフランジ及び上流端に軸線方向に相互に平行に
伸びる2つの部分を有し、前記軸線方向に伸びる部分
は、スロットを形成し、内側及び外側の部材の下流端の
内側に向いたフランジは、ノズルガイド翼に関して密封
組立体の強制的な配置を行うためにノズルガイド翼のプ
ラットフォームの外側のフランジ装置に固定されるよう
になっており、排出ノズル装置は、スロットに摺動可能
に配置された軸線方向に伸びるフランジを有する請求項
5に記載のガスタービンエンジン。 - 【請求項11】 排出ノズルは密封組立体に配置された
クロス・キーである請求項6に記載のガスタービンエン
ジン。 - 【請求項12】 燃焼排出ノズル装置と、排出ノズルの
下流に配置されたノズルガイド翼の配列と、排出ノズル
装置の下流端と各ノズルガイド翼の外側プラットフォー
ムとの間を密封する密封組立体であって、外側プラット
フォームは排出ノズル装置の下流端に向かって伸びてい
る上流部分を有する密封組立体とを有し、密封組立体の
下流端部分は、各外側のプラットフォームの外側の所定
の場所に密封するように取り付けられており、密封組立
体の上流端部分は、排出ノズル装置の下流端の軸線方向
に伸びる部分をその中に受けるスロットを形成し、フラ
ンジ装置の下流に面する部分は、外側のプラットフォー
ムの上流縁部に密封するように係合してそれと共に実質
的に連続したガス通路壁を形成する軸流ガスタービンエ
ンジン。 - 【請求項13】 密封組立体は、一緒に固定された内側
部材と外側部材とを有し、内側部材と外側部材は各々、
それらの下流端に内側を向いたフランジを有し、内側を
向いたフランジは、ノズルガイド翼に関して密封組立体
を強制的に位置決めするためにノズルガイド翼の外側に
フランジ装置に固定するようになっている請求項12に
記載のガスタービンエンジン。 - 【請求項14】 排出ノズルの下流端は、冷却空気の薄
層をつくるために配置された冷却空気穴を含み、冷却空
気は、ノズルガイド翼の外側のプラットフォームの半径
方向内側の上から密封組立体の下流端部分の半径方向内
側の上を流れる請求項12または13に記載のガスター
ビンエンジン。 - 【請求項15】 燃焼排出ノズル装置と、軸流ガスター
ビンエンジンの排出ノズル装置の下流に配置され、排出
ノズル装置の下流端部分に向かって伸びている上流部分
を有するノズルガイド翼の外側プラットフォームの配列
との間の密封を行う密封組立体であって、密封組立体の
下流部分は、ノズルガイド翼の外側のプラットフォーム
の場所に密封するように係合する装置を有し、密封組立
体の上流部分は、排出ノズル装置の下流端部分に密封す
るように係合する装置を有し、密封組立体は、プラット
フォームの上流部分に組み合わされるように室を形成
し、密封組立体は、ノズルガイド翼の外側のプラットフ
ォームの上流部分を冷却するために室に入る冷却空気を
調整する冷却空気穴を有する密封組立体。 - 【請求項16】 密封組立体は、ノズルガイド翼の外側
のプラットフォームの上流縁と共同して室の上流側を形
成する請求項15に記載の密封組立体。 - 【請求項17】 密封組立体は、一緒に固定された内側
及び外側部材を有し、内側部材は、ノズルガイド翼の外
側のプラットフォームの上流縁と共同して室の上流側を
形成し、外側部材は、排出ノズル装置の下流端部分のフ
ランジ装置に密封するように係合する上流の延長部分を
有する請求項15に記載の密封組立体。 - 【請求項18】 密封組立体は、一緒に固定された内側
部材及び外側部材を有し、内側部材は、その下流端部分
に内側を向いたフランジを有し、外側部材は、その下流
端部分に内側を向いたフランジ及びその上流端部分に可
撓性のリップを有し、内側及び外側部材の下流端に内側
を向いたフランジは、ノズルガイド翼に関して密封組立
体の強制的な位置決めを行うためにノズルガイド翼の外
側のフランジ装置に固定されるようになっており、外側
部材の可撓性リップは、排出ノズル装置の下流端のフラ
ンジ装置に摺動可能に接触するようになっている請求項
15に記載の密封組立体。 - 【請求項19】 可撓性リップは、軸線方向に伸び、等
間隔離れた複数のスロットを備えている請求項18に記
載の密封組立体。 - 【請求項20】 密封組立体は、一緒に固定された内側
及び外側部材を有し、内側部材は、その下流端に内側を
向いたフランジを有し、外側部材はその下流端に内側を
向いたフランジとその上流端に軸線方向を向いた相互に
平行な軸線方向に伸びる部分とを有し、その軸線方向伸
びる部分は、排出ノズル装置の下流端部分を摺動するよ
うに受け、内側及び外側部材の下流端の内側を向いたフ
ランジは、ノズルガイド翼に関して密封組立体の強制的
な位置決めを行うようにノズルガイド翼のプラットフォ
ームの外側のフランジ装置に固定されるようになってい
る請求項15に記載の密封組立体。
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
GB939305012A GB9305012D0 (en) | 1993-03-11 | 1993-03-11 | Sealing structures for gas turbine engines |
GB9305012:8 | 1993-03-11 |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JPH06299869A true JPH06299869A (ja) | 1994-10-25 |
Family
ID=10731881
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP6040249A Withdrawn JPH06299869A (ja) | 1993-03-11 | 1994-03-11 | ガスタービンエンジン |
Country Status (6)
Country | Link |
---|---|
US (2) | US5407319A (ja) |
EP (1) | EP0616112B1 (ja) |
JP (1) | JPH06299869A (ja) |
CA (1) | CA2117240C (ja) |
DE (1) | DE69431540T2 (ja) |
GB (1) | GB9305012D0 (ja) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2003083088A (ja) * | 2001-09-12 | 2003-03-19 | Kawasaki Heavy Ind Ltd | 燃焼器ライナのシール構造 |
JP2013221455A (ja) * | 2012-04-17 | 2013-10-28 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービン、及びその高温部品 |
Families Citing this family (81)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB9305012D0 (en) * | 1993-03-11 | 1993-04-28 | Rolls Royce Plc | Sealing structures for gas turbine engines |
JPH09195799A (ja) * | 1996-01-17 | 1997-07-29 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 燃焼器のスプリングシール装置 |
EP0902164B1 (de) * | 1997-09-15 | 2003-04-02 | ALSTOM (Switzerland) Ltd | Plattformkühlung für Gasturbinen |
US5971703A (en) * | 1997-12-05 | 1999-10-26 | Pratt & Whitney Canada Inc. | Seal assembly for a gas turbine engine |
EP1130218A1 (de) * | 2000-03-02 | 2001-09-05 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbine mit Dichtelement für die Fussplatten der Leitschaufeln |
EP1130219A1 (de) * | 2000-03-02 | 2001-09-05 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbinenanlage mit Dichtungen zwischen Plattenelementen |
US6702549B2 (en) | 2000-03-02 | 2004-03-09 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbine installation |
WO2002027148A1 (en) * | 2000-09-28 | 2002-04-04 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Flexible interlocking combustor transition seal |
FR2840974B1 (fr) * | 2002-06-13 | 2005-12-30 | Snecma Propulsion Solide | Anneau d'etancheite pour cahmbre de combustion et chambre de combustion comportant un tel anneau |
US6729842B2 (en) | 2002-08-28 | 2004-05-04 | General Electric Company | Methods and apparatus to reduce seal rubbing within gas turbine engines |
US7000406B2 (en) * | 2003-12-03 | 2006-02-21 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Gas turbine combustor sliding joint |
US7004720B2 (en) * | 2003-12-17 | 2006-02-28 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Cooled turbine vane platform |
US7044452B2 (en) * | 2004-04-30 | 2006-05-16 | General Electric Canada | Hydraulic turbine draft tube deflector with enhanced dissolved oxygen |
US7097418B2 (en) * | 2004-06-18 | 2006-08-29 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Double impingement vane platform cooling |
GB2418966B (en) * | 2004-10-11 | 2006-11-15 | Rolls Royce Plc | A sealing arrangement |
US7527469B2 (en) * | 2004-12-10 | 2009-05-05 | Siemens Energy, Inc. | Transition-to-turbine seal apparatus and kit for transition/turbine junction of a gas turbine engine |
US7452184B2 (en) * | 2004-12-13 | 2008-11-18 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Airfoil platform impingement cooling |
EP1731715A1 (de) * | 2005-06-10 | 2006-12-13 | Siemens Aktiengesellschaft | Übergangsbereich zwischen einer Brennkammer und einer Turbineneinheit |
EP1767835A1 (de) | 2005-09-22 | 2007-03-28 | Siemens Aktiengesellschaft | Hochtemperaturfeste Dichtungsanordnung, insbesondere für Gasturbinen |
US7976274B2 (en) * | 2005-12-08 | 2011-07-12 | General Electric Company | Methods and apparatus for assembling turbine engines |
US7360988B2 (en) * | 2005-12-08 | 2008-04-22 | General Electric Company | Methods and apparatus for assembling turbine engines |
US8201413B2 (en) * | 2006-07-24 | 2012-06-19 | United Technologies Corporation | Seal land with air injection for cavity purging |
US7836702B2 (en) * | 2006-09-15 | 2010-11-23 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Gas turbine combustor exit duct and HP vane interface |
US7857580B1 (en) | 2006-09-15 | 2010-12-28 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine vane with end-wall leading edge cooling |
US7690885B2 (en) * | 2006-11-30 | 2010-04-06 | General Electric Company | Methods and system for shielding cooling air to facilitate cooling integral turbine nozzle and shroud assemblies |
US20090169361A1 (en) * | 2007-12-29 | 2009-07-02 | Michael Scott Cole | Cooled turbine nozzle segment |
EP2229507B1 (de) * | 2007-12-29 | 2017-02-08 | General Electric Technology GmbH | Gasturbine |
AU2009216831B2 (en) * | 2008-02-20 | 2014-11-20 | General Electric Technology Gmbh | Gas turbine |
EP2247830B1 (en) * | 2008-02-27 | 2019-04-10 | General Electric Company | Flexible seal for a turbine and corresponding turbine |
US8206101B2 (en) * | 2008-06-16 | 2012-06-26 | General Electric Company | Windward cooled turbine nozzle |
FR2937098B1 (fr) * | 2008-10-15 | 2015-11-20 | Snecma | Etancheite entre une chambre de combustion et un distributeur de turbine dans une turbomachine |
EP2211024A1 (en) * | 2009-01-23 | 2010-07-28 | Siemens Aktiengesellschaft | A gas turbine engine |
US8292573B2 (en) * | 2009-04-21 | 2012-10-23 | General Electric Company | Flange cooled turbine nozzle |
WO2011035798A1 (en) * | 2009-09-28 | 2011-03-31 | Siemens Aktiengesellschaft | Gas turbine nozzle arrangement and gas turbine |
US8215115B2 (en) * | 2009-09-28 | 2012-07-10 | Hamilton Sundstrand Corporation | Combustor interface sealing arrangement |
GB201007601D0 (en) * | 2010-05-07 | 2010-06-23 | Rolls Royce Plc | Sealing assembly |
EP2423435A1 (en) | 2010-08-30 | 2012-02-29 | Siemens Aktiengesellschaft | Blade for a turbo machine |
US8225614B2 (en) | 2010-10-07 | 2012-07-24 | General Electric Company | Shim for sealing transition pieces |
US8573938B1 (en) * | 2010-11-22 | 2013-11-05 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine vane with endwall film cooling |
RU2543101C2 (ru) * | 2010-11-29 | 2015-02-27 | Альстом Текнолоджи Лтд | Осевая газовая турбина |
EP2508713A1 (en) | 2011-04-04 | 2012-10-10 | Siemens Aktiengesellschaft | Gas turbine comprising a heat shield and method of operation |
US20120306169A1 (en) * | 2011-06-03 | 2012-12-06 | General Electric Company | Hinge seal |
US8544852B2 (en) | 2011-06-03 | 2013-10-01 | General Electric Company | Torsion seal |
US8888445B2 (en) | 2011-08-19 | 2014-11-18 | General Electric Company | Turbomachine seal assembly |
GB201200237D0 (en) * | 2012-01-09 | 2012-02-22 | Rolls Royce Plc | A combustor for a gas turbine engine |
US9243508B2 (en) * | 2012-03-20 | 2016-01-26 | General Electric Company | System and method for recirculating a hot gas flowing through a gas turbine |
US9109453B2 (en) | 2012-07-02 | 2015-08-18 | United Technologies Corporation | Airfoil cooling arrangement |
US9322279B2 (en) | 2012-07-02 | 2016-04-26 | United Technologies Corporation | Airfoil cooling arrangement |
JP5490191B2 (ja) * | 2012-07-19 | 2014-05-14 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン |
US9909503B2 (en) | 2012-09-26 | 2018-03-06 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine including vane structure and seal to control fluid leakage |
WO2014052949A1 (en) | 2012-09-29 | 2014-04-03 | United Technologies Corporation | Combustor seal system for a gas turbine engine |
US10190504B2 (en) | 2012-10-01 | 2019-01-29 | United Technologies Corporation | Combustor seal mistake-proofing for a gas turbine engine |
US9322288B2 (en) * | 2012-11-29 | 2016-04-26 | United Technologies Corporation | Pressure seal with non-metallic wear surfaces |
US9631517B2 (en) | 2012-12-29 | 2017-04-25 | United Technologies Corporation | Multi-piece fairing for monolithic turbine exhaust case |
US9963989B2 (en) | 2013-06-12 | 2018-05-08 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine vane-to-transition duct seal |
EP3047110B1 (en) | 2013-09-10 | 2024-01-10 | RTX Corporation | Flow splitting first vane support for gas turbine engine and method of flowing fluid through a gas turbine engine |
WO2015130425A2 (en) * | 2014-02-03 | 2015-09-03 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine cooling fluid composite tube |
US9964037B2 (en) | 2014-02-26 | 2018-05-08 | United Technologies Corporation | Staged heat exchangers for multi-bypass stream gas turbine engines |
US9752447B2 (en) * | 2014-04-04 | 2017-09-05 | United Technologies Corporation | Angled rail holes |
US10612403B2 (en) | 2014-08-07 | 2020-04-07 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Combustor sliding joint |
US20160131045A1 (en) * | 2014-11-12 | 2016-05-12 | Siemens Energy, Inc. | Emissions control system for a gas turbine engine |
DE102015215144B4 (de) | 2015-08-07 | 2017-11-09 | MTU Aero Engines AG | Vorrichtung und Verfahren zum Beeinflussen der Temperaturen in Innenringsegmenten einer Gasturbine |
JP6546481B2 (ja) * | 2015-08-31 | 2019-07-17 | 川崎重工業株式会社 | 排気ディフューザ |
EP3141702A1 (en) * | 2015-09-14 | 2017-03-15 | Siemens Aktiengesellschaft | Gas turbine guide vane segment and method of manufacturing |
DE102016104957A1 (de) * | 2016-03-17 | 2017-09-21 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Kühleinrichtung zur Kühlung von Plattformen eines Leitschaufelkranzes einer Gasturbine |
DE102016116222A1 (de) * | 2016-08-31 | 2018-03-01 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Gasturbine |
DE102016217320A1 (de) * | 2016-09-12 | 2018-03-15 | Siemens Aktiengesellschaft | Gasturbine mit getrennter Kühlung für Turbine und Abgasgehäuse |
US11041391B2 (en) | 2017-08-30 | 2021-06-22 | Raytheon Technologies Corporation | Conformal seal and vane bow wave cooling |
EP3456927B1 (en) * | 2017-09-15 | 2021-05-05 | General Electric Company Polska sp. z o.o. | Turbine nozzle assembly for a rotary machine |
GB201720254D0 (en) | 2017-12-05 | 2018-01-17 | Rolls Royce Plc | A combustion chamber arrangement |
GB201800674D0 (en) * | 2018-01-16 | 2018-02-28 | Rolls Royce Plc | A combustion chamber arrangement |
FR3081511B1 (fr) * | 2018-05-28 | 2020-06-05 | Safran Aircraft Engines | Dispositif d'etancheite entre deux parois annulaires d'un moteur d'aeronef |
FR3085743B1 (fr) * | 2018-09-12 | 2021-06-25 | Safran Aircraft Engines | Chambre annulaire de combustion pour une turbomachine |
US11402100B2 (en) * | 2018-11-15 | 2022-08-02 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Ring assembly for double-skin combustor liner |
US11702991B2 (en) * | 2020-09-30 | 2023-07-18 | General Electric Company | Turbomachine sealing arrangement having a heat shield |
US20220213797A1 (en) * | 2021-01-06 | 2022-07-07 | Honeywell International Inc. | Turbomachine with low leakage seal assembly for combustor-turbine interface |
US11808176B2 (en) * | 2021-05-04 | 2023-11-07 | Rtx Corporation | CMC vane sealing arrangement |
US11725817B2 (en) * | 2021-06-30 | 2023-08-15 | General Electric Company | Combustor assembly with moveable interface dilution opening |
WO2023132236A1 (ja) * | 2022-01-06 | 2023-07-13 | 三菱重工業株式会社 | タービン静翼及び篏合構造並びにガスタービン |
US20230228202A1 (en) * | 2022-01-20 | 2023-07-20 | General Electric Company | Stator plenum with collet seal |
FR3140111A1 (fr) * | 2022-09-22 | 2024-03-29 | Safran Aircraft Engines | Ensemble comprenant un distributeur de turbine et un systeme d’etancheite pour une turbomachine d’aeronef |
Family Cites Families (24)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB1193587A (en) * | 1968-04-09 | 1970-06-03 | Rolls Royce | Nozzle Guide Vanes for Gas Turbine Engines. |
US3736069A (en) * | 1968-10-28 | 1973-05-29 | Gen Motors Corp | Turbine stator cooling control |
US3670497A (en) * | 1970-09-02 | 1972-06-20 | United Aircraft Corp | Combustion chamber support |
US3825365A (en) * | 1973-02-05 | 1974-07-23 | Avco Corp | Cooled turbine rotor cylinder |
GB1488481A (en) * | 1973-10-05 | 1977-10-12 | Rolls Royce | Gas turbine engines |
GB1605310A (en) * | 1975-05-30 | 1989-02-01 | Rolls Royce | Nozzle guide vane structure |
GB1605255A (en) * | 1975-12-02 | 1986-08-13 | Rolls Royce | Clearance control apparatus for bladed fluid flow machine |
GB1605297A (en) * | 1977-05-05 | 1988-06-08 | Rolls Royce | Nozzle guide vane structure for a gas turbine engine |
FR2422037A1 (fr) * | 1977-12-13 | 1979-11-02 | Alsthom Atlantique | Turbine a gaz |
US4251986A (en) * | 1978-12-05 | 1981-02-24 | General Electric Company | Seal vibration-reducing apparatus |
US4314793A (en) * | 1978-12-20 | 1982-02-09 | United Technologies Corporation | Temperature actuated turbine seal |
FR2455674A1 (fr) * | 1979-05-02 | 1980-11-28 | Snecma | Dispositif d'etancheite entre deux elements de turbomachine |
GB2050524B (en) * | 1979-06-06 | 1982-10-20 | Rolls Royce | Turbine stator shroud assembly |
US4337016A (en) * | 1979-12-13 | 1982-06-29 | United Technologies Corporation | Dual wall seal means |
GB2102897B (en) * | 1981-07-27 | 1985-06-19 | Gen Electric | Annular seals |
GB2245314B (en) * | 1983-05-26 | 1992-04-22 | Rolls Royce | Cooling of gas turbine engine shroud rings |
US4739621A (en) * | 1984-10-11 | 1988-04-26 | United Technologies Corporation | Cooling scheme for combustor vane interface |
US4635332A (en) * | 1985-09-13 | 1987-01-13 | Solar Turbines Incorporated | Sealed telescopic joint and method of assembly |
US4725199A (en) * | 1985-12-23 | 1988-02-16 | United Technologies Corporation | Snap ring construction |
JPH0752014B2 (ja) * | 1986-03-20 | 1995-06-05 | 株式会社日立製作所 | ガスタ−ビン燃焼器 |
US4821522A (en) * | 1987-07-02 | 1989-04-18 | United Technologies Corporation | Sealing and cooling arrangement for combustor vane interface |
JP2862536B2 (ja) * | 1987-09-25 | 1999-03-03 | 株式会社東芝 | ガスタービンの翼 |
US5169287A (en) * | 1991-05-20 | 1992-12-08 | General Electric Company | Shroud cooling assembly for gas turbine engine |
GB9305012D0 (en) * | 1993-03-11 | 1993-04-28 | Rolls Royce Plc | Sealing structures for gas turbine engines |
-
1993
- 1993-03-11 GB GB939305012A patent/GB9305012D0/en active Pending
-
1994
- 1994-03-03 DE DE69431540T patent/DE69431540T2/de not_active Expired - Fee Related
- 1994-03-03 EP EP94301536A patent/EP0616112B1/en not_active Expired - Lifetime
- 1994-03-08 CA CA002117240A patent/CA2117240C/en not_active Expired - Fee Related
- 1994-03-09 US US08/207,626 patent/US5407319A/en not_active Expired - Fee Related
- 1994-03-11 JP JP6040249A patent/JPH06299869A/ja not_active Withdrawn
- 1994-08-31 US US08/299,061 patent/US5470198A/en not_active Expired - Fee Related
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2003083088A (ja) * | 2001-09-12 | 2003-03-19 | Kawasaki Heavy Ind Ltd | 燃焼器ライナのシール構造 |
JP2013221455A (ja) * | 2012-04-17 | 2013-10-28 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービン、及びその高温部品 |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
US5407319A (en) | 1995-04-18 |
EP0616112B1 (en) | 2002-10-16 |
DE69431540D1 (de) | 2002-11-21 |
GB9305012D0 (en) | 1993-04-28 |
CA2117240C (en) | 2003-11-18 |
CA2117240A1 (en) | 1994-09-12 |
DE69431540T2 (de) | 2003-02-20 |
US5470198A (en) | 1995-11-28 |
EP0616112A1 (en) | 1994-09-21 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JPH06299869A (ja) | ガスタービンエンジン | |
JPH06317101A (ja) | 軸流ガスタービンエンジン | |
US8266914B2 (en) | Heat shield sealing for gas turbine engine combustor | |
US6769865B2 (en) | Band cooled turbine nozzle | |
US4177004A (en) | Combined turbine shroud and vane support structure | |
US4821522A (en) | Sealing and cooling arrangement for combustor vane interface | |
US3965066A (en) | Combustor-turbine nozzle interconnection | |
US8517666B2 (en) | Turbine cooling air sealing | |
US8662835B2 (en) | Nozzle for a turbomachine turbine | |
US5388962A (en) | Turbine rotor disk post cooling system | |
US9677412B2 (en) | Shroud arrangement for a gas turbine engine | |
US9243508B2 (en) | System and method for recirculating a hot gas flowing through a gas turbine | |
US9689273B2 (en) | Shroud arrangement for a gas turbine engine | |
US9920647B2 (en) | Dual source cooling air shroud arrangement for a gas turbine engine | |
US3437313A (en) | Gas turbine blade cooling | |
JPH07208208A (ja) | ガスタービンエンジン用汚染防止スラスト釣り合いシステム | |
US4485620A (en) | Coolable stator assembly for a gas turbine engine | |
JPH04284105A (ja) | ウインデイジ・シールド | |
US6357752B1 (en) | Brush seal | |
US11286802B2 (en) | Turbine shroud segment having a seal segment perimeter seal with separated buffer cavities | |
US10378453B2 (en) | Method and assembly for reducing secondary heat in a gas turbine engine | |
US11073036B2 (en) | Boas flow directing arrangement | |
US11898450B2 (en) | Flowpath assembly for gas turbine engine | |
US11873721B2 (en) | Double brush seal assembly | |
GB2160964A (en) | Combustion chamber construction |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
A300 | Application deemed to be withdrawn because no request for examination was validly filed |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A300 Effective date: 20010605 |