JPH0666105A - ノズルシール装置 - Google Patents
ノズルシール装置Info
- Publication number
- JPH0666105A JPH0666105A JP5154017A JP15401793A JPH0666105A JP H0666105 A JPH0666105 A JP H0666105A JP 5154017 A JP5154017 A JP 5154017A JP 15401793 A JP15401793 A JP 15401793A JP H0666105 A JPH0666105 A JP H0666105A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- nozzle
- annular
- flange
- high pressure
- band
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
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
- 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
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【目的】 高圧冷却空気がノズルの内側バンドを通り越
して内側バンドの外側の流路内に漏れることを阻止する
ノズルシール装置を提供する。 【構成】 静止支持構造体を有している環状ケーシング
と、環状燃焼器と、高圧タービンと、燃焼器と高圧ター
ビンとの間に配置されている少なくとも１段を有してい
る環状タービンノズルとを備えているガスタービンエン
ジンにおいて、高圧冷却空気がノズルの内側バンドを通
り越して内側バンドの外側の流路内に漏れることを阻止
するノズルシール装置７４であって、環状ノズル支持フ
ランジ６０と、バンドフランジ５８と、Ｗ形の断面形状
を有している連続シール部材７６と、ノズル支持フラン
ジ６０の前面に画成されている環状凹み７８とを含んで
いるノズルシール装置７４が設けられている。
して内側バンドの外側の流路内に漏れることを阻止する
ノズルシール装置を提供する。 【構成】 静止支持構造体を有している環状ケーシング
と、環状燃焼器と、高圧タービンと、燃焼器と高圧ター
ビンとの間に配置されている少なくとも１段を有してい
る環状タービンノズルとを備えているガスタービンエン
ジンにおいて、高圧冷却空気がノズルの内側バンドを通
り越して内側バンドの外側の流路内に漏れることを阻止
するノズルシール装置７４であって、環状ノズル支持フ
ランジ６０と、バンドフランジ５８と、Ｗ形の断面形状
を有している連続シール部材７６と、ノズル支持フラン
ジ６０の前面に画成されている環状凹み７８とを含んで
いるノズルシール装置７４が設けられている。
Description
【０００１】
【関連特許出願】本発明の内容と関連するものを扱った
同時係属米国特許出願を次に示す。これらは、本発明の
譲受人（本出願人）に譲渡されたものである。 （１）コーレイア（V. H. S. Correia）等により発明さ
れた「タービンノズル用取り付け装置（Mounting Arran
gements For Turbine Nozzles ）」についての１９９１
年９月２７日付米国特許出願番号第７６６２９７号。
同時係属米国特許出願を次に示す。これらは、本発明の
譲受人（本出願人）に譲渡されたものである。 （１）コーレイア（V. H. S. Correia）等により発明さ
れた「タービンノズル用取り付け装置（Mounting Arran
gements For Turbine Nozzles ）」についての１９９１
年９月２７日付米国特許出願番号第７６６２９７号。
【０００２】（２）シェファード（A. Shepherd ）等に
より発明された「タービンノズル支持装置（Turbine No
zzle Support Arrangement）」についての１９９２年７
月９日付米国特許出願番号第９１１２３５号。
より発明された「タービンノズル支持装置（Turbine No
zzle Support Arrangement）」についての１９９２年７
月９日付米国特許出願番号第９１１２３５号。
【０００３】
【産業上の利用分野】本発明は、ガスタービンエンジン
に関し、特に、タービンノズル密封（シール）装置に関
する。
に関し、特に、タービンノズル密封（シール）装置に関
する。
【０００４】
【従来の技術】ガスタービンエンジンは通例、コアエン
ジンを含んでおり、コアエンジンは、コアエンジンに流
入する空気を圧縮する圧縮機と、燃料を圧縮空気と混合
した後に、燃焼して高エネルギガス流を発生する燃焼器
と、このガス流からエネルギを抽出して圧縮機を駆動す
る第１のタービン又は高圧タービンとを有している。航
空機ターボファンエンジンでは、第２のタービン又は低
圧タービンがコアエンジンの下流に配置されており、ガ
ス流からより多くのエネルギを抽出して、ファンを駆動
する。ファンは、エンジンによる主推力の発生に役立
つ。
ジンを含んでおり、コアエンジンは、コアエンジンに流
入する空気を圧縮する圧縮機と、燃料を圧縮空気と混合
した後に、燃焼して高エネルギガス流を発生する燃焼器
と、このガス流からエネルギを抽出して圧縮機を駆動す
る第１のタービン又は高圧タービンとを有している。航
空機ターボファンエンジンでは、第２のタービン又は低
圧タービンがコアエンジンの下流に配置されており、ガ
ス流からより多くのエネルギを抽出して、ファンを駆動
する。ファンは、エンジンによる主推力の発生に役立
つ。
【０００５】環状高圧ノズルが燃焼器と高圧タービンと
の間と、高圧タービンの段相互間とに配置されている。
環状ノズルは、コアエンジンの縦軸線の周りに同心的に
配設されている半径方向に相隔たった一対の内側及び外
側環状バンドと、内側及び外側環状バンドの間に支持さ
れている複数の翼形部とを含んでいる。これらの翼形部
は、周方向に相隔たるように配設されていると共に、コ
アエンジンの軸線に関して半径方向に延在している。内
側バンド又は外側バンドは、ノズルをエンジンの静止支
持構造体に連結するためのある形態のフランジを含んで
いてもよい。環状ノズルは複数の弧状部片によって構成
されており、これらの弧状部片は、端と端とで組み合っ
て、３６０度周方向に延在しているノズルを形成してい
る。各ノズル部片は、内側及び外側バンドの弧状部片
と、内側及び外側バンド部片の間に並置されている一対
の翼形部とを含んでいる。
の間と、高圧タービンの段相互間とに配置されている。
環状ノズルは、コアエンジンの縦軸線の周りに同心的に
配設されている半径方向に相隔たった一対の内側及び外
側環状バンドと、内側及び外側環状バンドの間に支持さ
れている複数の翼形部とを含んでいる。これらの翼形部
は、周方向に相隔たるように配設されていると共に、コ
アエンジンの軸線に関して半径方向に延在している。内
側バンド又は外側バンドは、ノズルをエンジンの静止支
持構造体に連結するためのある形態のフランジを含んで
いてもよい。環状ノズルは複数の弧状部片によって構成
されており、これらの弧状部片は、端と端とで組み合っ
て、３６０度周方向に延在しているノズルを形成してい
る。各ノズル部片は、内側及び外側バンドの弧状部片
と、内側及び外側バンド部片の間に並置されている一対
の翼形部とを含んでいる。
【０００６】環状高圧ノズルは、燃焼器からの高温ガス
流をより効率的な方向に向け、そして（又は）転向させ
て、高圧タービンのロータ段に衝突させ、このロータ段
の回転を引き起こす機能を果たしている。ノズルによっ
てなされるこの方向付け作用は又、ガス流を加速し、そ
の結果、入口面と出口面との間に静圧降下が生じ、そし
てノズルに高圧荷重がかかる。環状ノズルには又、その
半径方向支持表面において、高温燃焼ガスと冷却空気と
によって大きな熱勾配が生ずる。
流をより効率的な方向に向け、そして（又は）転向させ
て、高圧タービンのロータ段に衝突させ、このロータ段
の回転を引き起こす機能を果たしている。ノズルによっ
てなされるこの方向付け作用は又、ガス流を加速し、そ
の結果、入口面と出口面との間に静圧降下が生じ、そし
てノズルに高圧荷重がかかる。環状ノズルには又、その
半径方向支持表面において、高温燃焼ガスと冷却空気と
によって大きな熱勾配が生ずる。
【０００７】普通のノズル支持装置では、ノズル部片は
ボルト結合部によって、又はボルトと、ある形態の固定
手段との組み合わせによって、エンジン支持構造体に取
り付けられている。ある段、例えば第１段のノズルで
は、ノズル部片は、内側バンド部片に連結されている半
径方向内側取り付け構造体又はフランジ構造体を介し
て、ボルト結合部によってエンジンの静止支持構造体に
取り付けられている。半径方向外側バンド部片は、機械
的に保持されておらず、周方向エンジンフランジによっ
て軸方向力に対して支持されている。他の段、例えば、
エンジンの第２段では、ノズル部片は、それらの半径方
向外側バンド部片において取り付けられているが、半径
方向内側バンド部片では自由であってもよい。
ボルト結合部によって、又はボルトと、ある形態の固定
手段との組み合わせによって、エンジン支持構造体に取
り付けられている。ある段、例えば第１段のノズルで
は、ノズル部片は、内側バンド部片に連結されている半
径方向内側取り付け構造体又はフランジ構造体を介し
て、ボルト結合部によってエンジンの静止支持構造体に
取り付けられている。半径方向外側バンド部片は、機械
的に保持されておらず、周方向エンジンフランジによっ
て軸方向力に対して支持されている。他の段、例えば、
エンジンの第２段では、ノズル部片は、それらの半径方
向外側バンド部片において取り付けられているが、半径
方向内側バンド部片では自由であってもよい。
【０００８】いずれの設計においても、ノズルバンドの
全部片の周囲の相隔たっている周方向位置で、ボルト結
合部とクランプとを用いることは、バンドの自由熱膨張
を制限する。バンドは、バンドが取り付けられている支
持構造体よりも高温になるため、又はバンド内部に熱勾
配が生ずるため、ノズルのバンド部片の半径方向又は軸
方向の湾曲が生じ、その結果、ガス流の流路からの漏れ
又は冷却空気のガス流路内への漏れが生じ、又、ボルト
と、支持フランジと、バンドに取り付けられている翼形
部とに応力が生じ、引いては割れ（クラック）が発生す
る。
全部片の周囲の相隔たっている周方向位置で、ボルト結
合部とクランプとを用いることは、バンドの自由熱膨張
を制限する。バンドは、バンドが取り付けられている支
持構造体よりも高温になるため、又はバンド内部に熱勾
配が生ずるため、ノズルのバンド部片の半径方向又は軸
方向の湾曲が生じ、その結果、ガス流の流路からの漏れ
又は冷却空気のガス流路内への漏れが生じ、又、ボルト
と、支持フランジと、バンドに取り付けられている翼形
部とに応力が生じ、引いては割れ（クラック）が発生す
る。
【０００９】ボルトとクランプとの使用を回避するため
に、代替取り付け装置が既に提案されている。１つの代
替ノズル取り付け装置では、ノズル部片は一部片につき
２つのピンで取り付けられている。これらのピンは、エ
ンジン支持構造体に設けられている盲孔内に保持されて
いる。この設計により、ノズル部片は、そのノズル部片
のフランジに形成されている弦ヒンジを介して、支持構
造体上で軸方向に揺動し得る。一部片につき２つの取り
付けピンのうちの一方は、ノズル部片を接線方向と半径
方向とにおいて正確に位置付けるように、ノズルフラン
ジにおいて締まり嵌めを成している。２つの取り付けピ
ンのうちの他方は、ノズルフランジにおいてすきま嵌め
を成している。しかしながら、ノズル部片の軸方向の揺
動は、前述のボルト結合部と同様に、締まり嵌めピンに
曲げ応力を引き起こす。ピンの摩耗もこの設計における
１つの問題である。
に、代替取り付け装置が既に提案されている。１つの代
替ノズル取り付け装置では、ノズル部片は一部片につき
２つのピンで取り付けられている。これらのピンは、エ
ンジン支持構造体に設けられている盲孔内に保持されて
いる。この設計により、ノズル部片は、そのノズル部片
のフランジに形成されている弦ヒンジを介して、支持構
造体上で軸方向に揺動し得る。一部片につき２つの取り
付けピンのうちの一方は、ノズル部片を接線方向と半径
方向とにおいて正確に位置付けるように、ノズルフラン
ジにおいて締まり嵌めを成している。２つの取り付けピ
ンのうちの他方は、ノズルフランジにおいてすきま嵌め
を成している。しかしながら、ノズル部片の軸方向の揺
動は、前述のボルト結合部と同様に、締まり嵌めピンに
曲げ応力を引き起こす。ピンの摩耗もこの設計における
１つの問題である。
【００１０】他の代替ノズル取り付け装置では、ノズル
部片はやはり、弦ヒンジ上で軸方向に揺動し得る。ノズ
ル部片は、ノズル支持構造体を貫通している半径方向延
在ボルトによって、軸方向と接線方向とに保持されてい
る。これらの半径方向ボルトは、ノズル部片に取り付け
られておらず、保持をなすのみである。ノズル部片はガ
ス荷重によってエンジン内に位置付けられており、ガス
荷重は、ノズル部片を軸方向にノズル支持フランジに押
し付けると共に接線方向に半径方向ボルトに押し付け
て、確実に位置付けている。この装置によってノズル部
片は、ボルト又はノズル支持構造体に曲げ応力を伝達す
ることなく軸方向に揺動することができるが、その主な
欠点は、熱勾配によるノズル部片の軸方向の湾曲によ
り、漏れ区域が生ずることである。
部片はやはり、弦ヒンジ上で軸方向に揺動し得る。ノズ
ル部片は、ノズル支持構造体を貫通している半径方向延
在ボルトによって、軸方向と接線方向とに保持されてい
る。これらの半径方向ボルトは、ノズル部片に取り付け
られておらず、保持をなすのみである。ノズル部片はガ
ス荷重によってエンジン内に位置付けられており、ガス
荷重は、ノズル部片を軸方向にノズル支持フランジに押
し付けると共に接線方向に半径方向ボルトに押し付け
て、確実に位置付けている。この装置によってノズル部
片は、ボルト又はノズル支持構造体に曲げ応力を伝達す
ることなく軸方向に揺動することができるが、その主な
欠点は、熱勾配によるノズル部片の軸方向の湾曲によ
り、漏れ区域が生ずることである。
【００１１】前述の引用米国特許出願（第１の引例）に
よって提案された他の代替ノズル取り付け装置では、互
いに係合しているフック及び植込みボルトと、重なり合
っている突起及びランドとが、隣り合っているノズル部
片の外側バンド部片と、支持構造体の隣り合っている部
分とに設けられている。これらの取り付けの特徴によっ
て、ノズルと、隣接エンジン支持構造体との間の確実な
取り付けをもたらすことにより、ボルト又はクランプで
保持されているノズルの欠点が実質的に克服されてい
る。しかしながら、ノズル部片のエンジン支持構造体へ
の取り付けを更に改良する代替設計の開発が依然として
必要である。
よって提案された他の代替ノズル取り付け装置では、互
いに係合しているフック及び植込みボルトと、重なり合
っている突起及びランドとが、隣り合っているノズル部
片の外側バンド部片と、支持構造体の隣り合っている部
分とに設けられている。これらの取り付けの特徴によっ
て、ノズルと、隣接エンジン支持構造体との間の確実な
取り付けをもたらすことにより、ボルト又はクランプで
保持されているノズルの欠点が実質的に克服されてい
る。しかしながら、ノズル部片のエンジン支持構造体へ
の取り付けを更に改良する代替設計の開発が依然として
必要である。
【００１２】
【発明の概要】ここに開示するタービンノズルシール装
置と、タービンノズル支持装置とは、上述の必要に応じ
て設計されている。ノズルシール装置は、本発明の内容
を構成しており、ノズル支持装置は、前述の第２の引用
米国特許出願の発明の内容を構成している。両装置は、
それらを同一ノズルに用いたときにそれぞれの利点が補
完し合い且つ補強し合うことを考慮した上で、ここに開
示されている。しかしながら、第２の引用米国特許出願
のノズル支持装置は、本発明のノズルシール装置とは別
に用い得るものであることを理解されたい。
置と、タービンノズル支持装置とは、上述の必要に応じ
て設計されている。ノズルシール装置は、本発明の内容
を構成しており、ノズル支持装置は、前述の第２の引用
米国特許出願の発明の内容を構成している。両装置は、
それらを同一ノズルに用いたときにそれぞれの利点が補
完し合い且つ補強し合うことを考慮した上で、ここに開
示されている。しかしながら、第２の引用米国特許出願
のノズル支持装置は、本発明のノズルシール装置とは別
に用い得るものであることを理解されたい。
【００１３】従って、本発明は、ガスタービンエンジン
に用いるノズルシール装置に関するものである。ガスタ
ービンエンジンは、縦方向中心軸線と、この中心軸線の
周りに設けられていると共に環状静止支持構造体を有し
ている環状ケーシングと、圧縮燃焼ガスを発生する環状
燃焼器と、燃焼器の後方に設けられており、圧縮燃焼ガ
スを受け入れると共にこのガスからエネルギを抽出する
高圧タービンと、環状ケーシング内において燃焼器と高
圧タービンとの間に設けられている少なくとも１段を有
している環状タービンノズルとを備えている。環状ノズ
ル段は、中心軸線の周りに端と端とを周方向に合わせて
設けられている複数のノズル部片を含んでいる。各ノズ
ル部片は、中心軸線に関して半径方向に相隔たっている
と共に燃焼器から高圧タービンまで圧縮燃焼ガスの流路
を画成している一対の内側及び外側バンドを有してい
る。各ノズル部片は又、中心軸線に関して半径方向に延
在していると共に内側及び外側バンドの間において圧縮
燃焼ガスの流路を横切って装着されている少なくとも１
つの翼形部を有している。
に用いるノズルシール装置に関するものである。ガスタ
ービンエンジンは、縦方向中心軸線と、この中心軸線の
周りに設けられていると共に環状静止支持構造体を有し
ている環状ケーシングと、圧縮燃焼ガスを発生する環状
燃焼器と、燃焼器の後方に設けられており、圧縮燃焼ガ
スを受け入れると共にこのガスからエネルギを抽出する
高圧タービンと、環状ケーシング内において燃焼器と高
圧タービンとの間に設けられている少なくとも１段を有
している環状タービンノズルとを備えている。環状ノズ
ル段は、中心軸線の周りに端と端とを周方向に合わせて
設けられている複数のノズル部片を含んでいる。各ノズ
ル部片は、中心軸線に関して半径方向に相隔たっている
と共に燃焼器から高圧タービンまで圧縮燃焼ガスの流路
を画成している一対の内側及び外側バンドを有してい
る。各ノズル部片は又、中心軸線に関して半径方向に延
在していると共に内側及び外側バンドの間において圧縮
燃焼ガスの流路を横切って装着されている少なくとも１
つの翼形部を有している。
【００１４】高圧冷却空気がノズル内側バンドを通り越
して、その外側の流路内に漏れることを阻止する本発明
のノズルシール装置は、（ａ）ノズルに隣接している静
止支持構造体に取り付けられていると共に、静止支持構
造体に沿って延在している環状ノズル支持フランジと、
（ｂ）各ノズル部片の内側バンドに取り付けられている
と共に内側バンドに沿って延在しており、支持フランジ
に隣接して設けられているバンドフランジと、（ｃ）中
心軸線の周りに周方向に延在している逆Ｗ形断面形状を
有している連続シール部材と、（ｄ）ノズル支持フラン
ジの前面に画成されており、中心軸線の周りに周方向に
延在していると共にシール部材の後ろ側でシール部材を
支承している環状凹みとを備えている。シール部材の前
側は、ノズル支持フランジの前面を越えて突出している
と共に、内側バンドフランジの後面と係合している。シ
ール部材は、ノズル内側バンドの後端から前端への熱勾
配によって生ずるノズル支持フランジの湾曲に対処する
ために十分撓み得る。このＷ形シール部材は又、弦ヒン
ジによって設けられているシールと直列の第２のシール
を成しており、湾曲が生じないときでも漏れを減少させ
る。
して、その外側の流路内に漏れることを阻止する本発明
のノズルシール装置は、（ａ）ノズルに隣接している静
止支持構造体に取り付けられていると共に、静止支持構
造体に沿って延在している環状ノズル支持フランジと、
（ｂ）各ノズル部片の内側バンドに取り付けられている
と共に内側バンドに沿って延在しており、支持フランジ
に隣接して設けられているバンドフランジと、（ｃ）中
心軸線の周りに周方向に延在している逆Ｗ形断面形状を
有している連続シール部材と、（ｄ）ノズル支持フラン
ジの前面に画成されており、中心軸線の周りに周方向に
延在していると共にシール部材の後ろ側でシール部材を
支承している環状凹みとを備えている。シール部材の前
側は、ノズル支持フランジの前面を越えて突出している
と共に、内側バンドフランジの後面と係合している。シ
ール部材は、ノズル内側バンドの後端から前端への熱勾
配によって生ずるノズル支持フランジの湾曲に対処する
ために十分撓み得る。このＷ形シール部材は又、弦ヒン
ジによって設けられているシールと直列の第２のシール
を成しており、湾曲が生じないときでも漏れを減少させ
る。
【００１５】ノズルシール装置は又、ノズル部片の端面
の間に設けられている複数のＬ形スプラインシール部材
を含んでいる。これらのシール部材は、やはりノズル部
片の端面の間に用いられている垂直及び後方水平スプラ
インシール部材の間の漏れ流路を閉塞する。本発明の上
述及び他の特徴及び利点、並びに達成事項を明らかにす
るため、次に図面により本発明の実施例を詳述する。
の間に設けられている複数のＬ形スプラインシール部材
を含んでいる。これらのシール部材は、やはりノズル部
片の端面の間に用いられている垂直及び後方水平スプラ
インシール部材の間の漏れ流路を閉塞する。本発明の上
述及び他の特徴及び利点、並びに達成事項を明らかにす
るため、次に図面により本発明の実施例を詳述する。
【００１６】
【実施例の記載】以下の説明において、同じ参照番号は
全図を通じて、同部分又は対応部分を表す。又、以下の
説明における「前方」、「後方」、「左」、「右」、
「上方」及び「下方」等の用語は、便宜上の用語であっ
て、本発明を限定するものではないことを理解された
い。
全図を通じて、同部分又は対応部分を表す。又、以下の
説明における「前方」、「後方」、「左」、「右」、
「上方」及び「下方」等の用語は、便宜上の用語であっ
て、本発明を限定するものではないことを理解された
い。
【００１７】（ガスタービンエンジン）図１は総体的に
参照番号１０で表されたガスタービンエンジンの概略図
であり、エンジン１０に引用発明のタービンノズル支持
装置５６と、本発明のタービンノズルシール装置７４と
が適用され得る。エンジン１０は、縦方向中心軸線１６
と、軸線１６の周りに同軸的且つ同心的に配置されてい
る外側静止環状ケーシング１８及びナセル２０とを有し
ている。ナセル２０はケーシング１８の前端近辺で、複
数の支柱２２によって支持されているが、図１には１つ
の支柱のみが示されている。
参照番号１０で表されたガスタービンエンジンの概略図
であり、エンジン１０に引用発明のタービンノズル支持
装置５６と、本発明のタービンノズルシール装置７４と
が適用され得る。エンジン１０は、縦方向中心軸線１６
と、軸線１６の周りに同軸的且つ同心的に配置されてい
る外側静止環状ケーシング１８及びナセル２０とを有し
ている。ナセル２０はケーシング１８の前端近辺で、複
数の支柱２２によって支持されているが、図１には１つ
の支柱のみが示されている。
【００１８】ガスタービンエンジン１０は、ナセル２０
内に配置されている前方ファン２４と、ファン２４の後
方且つ静止ケーシング１８内に配置されているコアガス
発生エンジン２６とを含んでいる。コアエンジン２６
は、多段圧縮機２８と、燃焼器３０と、単段又は多段の
高圧タービン３２とを含んでおり、これらの構成部はす
べて、ガスタービンエンジン１０の縦方向中心軸線１６
の周囲に同軸的に配置されており、直列軸流関係にあ
る。環状の外側駆動軸３４が圧縮機２８と高圧タービン
３２とに固定されており、それらを連結している。
内に配置されている前方ファン２４と、ファン２４の後
方且つ静止ケーシング１８内に配置されているコアガス
発生エンジン２６とを含んでいる。コアエンジン２６
は、多段圧縮機２８と、燃焼器３０と、単段又は多段の
高圧タービン３２とを含んでおり、これらの構成部はす
べて、ガスタービンエンジン１０の縦方向中心軸線１６
の周囲に同軸的に配置されており、直列軸流関係にあ
る。環状の外側駆動軸３４が圧縮機２８と高圧タービン
３２とに固定されており、それらを連結している。
【００１９】ガスタービンエンジン１０は更に、高圧タ
ービン３２の後方に配置されている低圧タービン３６を
含んでおり、低圧タービン３６は、前方ファン２４に連
結されている内側駆動軸３８に固定されている。従来の
軸受等は、図１では明示のため省略してある。運転中、
空気が、前方ファン２４を囲んでいるナセル２０の空気
入口を通って、ガスタービンエンジン１０に入る。この
空気は、ファン２４の回転により圧縮された後、ナセル
２０とエンジンケーシング１８との間に画成されている
外側環状通路４０と、エンジンケーシング１８によって
画成されている外側境界を有しているコアエンジン通路
４２とに分けられる。コアエンジン通路４２に入った圧
縮空気は、圧縮機２８によって更に圧縮される。圧縮機
２８からの圧縮空気は、燃焼器３０内で燃料と混合され
て点火され、燃焼ガスを発生する。高圧タービン３２
は、燃焼ガスから幾らかのエネルギを抽出して圧縮機２
８を駆動する。残りの燃焼ガスは、コアエンジン２６か
ら低圧タービン３６内に排出されて、前方ファン２４を
駆動する。ファン２４からの空気流のうち外側通路４０
を通る部分は、ガスタービンエンジン１０による主推力
を発生する。
ービン３２の後方に配置されている低圧タービン３６を
含んでおり、低圧タービン３６は、前方ファン２４に連
結されている内側駆動軸３８に固定されている。従来の
軸受等は、図１では明示のため省略してある。運転中、
空気が、前方ファン２４を囲んでいるナセル２０の空気
入口を通って、ガスタービンエンジン１０に入る。この
空気は、ファン２４の回転により圧縮された後、ナセル
２０とエンジンケーシング１８との間に画成されている
外側環状通路４０と、エンジンケーシング１８によって
画成されている外側境界を有しているコアエンジン通路
４２とに分けられる。コアエンジン通路４２に入った圧
縮空気は、圧縮機２８によって更に圧縮される。圧縮機
２８からの圧縮空気は、燃焼器３０内で燃料と混合され
て点火され、燃焼ガスを発生する。高圧タービン３２
は、燃焼ガスから幾らかのエネルギを抽出して圧縮機２
８を駆動する。残りの燃焼ガスは、コアエンジン２６か
ら低圧タービン３６内に排出されて、前方ファン２４を
駆動する。ファン２４からの空気流のうち外側通路４０
を通る部分は、ガスタービンエンジン１０による主推力
を発生する。
【００２０】（環状タービンノズル）図１〜図３を参照
すると、ガスタービンエンジン１０は又、燃焼器３０と
高圧タービン３２との間と、高圧タービン３２の段相互
間とに配置されている１つ以上の環状高圧タービンノズ
ル４４を含んでいる。各環状ノズル４４は複数の弧状部
片４６によって形成されており、複数の弧状部片４６は
端と端とで組み合って、ガスタービンエンジン１０の縦
方向中心軸線１６の周りに同心的に配置されている３６
０度周方向延在ノズルを形成している。各ノズル部片４
６は、ノズル４４における内側及び外側バンド４８及び
５０の一対の弧状部と、ノズル４４における複数の翼形
部のうちの一対の翼形部５２とを含んでいる。翼形部５
２は、内側及び外側バンド４８及び５０の間に並置され
ており、周方向に相隔たって設けられていると共にガス
タービンエンジン１０の中心軸線１６に関して半径方向
に延在している。ノズル部片４６は、ガスタービンエン
ジン１０の環状ケーシング１８に結合されている静止支
持構造体５４に、内側バンド４８又は外側バンド５０の
箇所で連結されている。
すると、ガスタービンエンジン１０は又、燃焼器３０と
高圧タービン３２との間と、高圧タービン３２の段相互
間とに配置されている１つ以上の環状高圧タービンノズ
ル４４を含んでいる。各環状ノズル４４は複数の弧状部
片４６によって形成されており、複数の弧状部片４６は
端と端とで組み合って、ガスタービンエンジン１０の縦
方向中心軸線１６の周りに同心的に配置されている３６
０度周方向延在ノズルを形成している。各ノズル部片４
６は、ノズル４４における内側及び外側バンド４８及び
５０の一対の弧状部と、ノズル４４における複数の翼形
部のうちの一対の翼形部５２とを含んでいる。翼形部５
２は、内側及び外側バンド４８及び５０の間に並置され
ており、周方向に相隔たって設けられていると共にガス
タービンエンジン１０の中心軸線１６に関して半径方向
に延在している。ノズル部片４６は、ガスタービンエン
ジン１０の環状ケーシング１８に結合されている静止支
持構造体５４に、内側バンド４８又は外側バンド５０の
箇所で連結されている。
【００２１】環状タービンノズル４４は、燃焼器３０か
らの高温ガス流をより効率的な方向に向け、そして（又
は）転向させて、高圧タービン３２のロータ段に衝突さ
せると共に、このロータ段の回転を引き起こす機能を果
たす。ノズル４４によってなされるこの方向付け作用は
又、ガス流を加速し、その結果、入口面と出口面との間
に静圧降下が生じ、そしてノズル４４の翼形部５２に高
圧ガス荷重がかかる。
らの高温ガス流をより効率的な方向に向け、そして（又
は）転向させて、高圧タービン３２のロータ段に衝突さ
せると共に、このロータ段の回転を引き起こす機能を果
たす。ノズル４４によってなされるこの方向付け作用は
又、ガス流を加速し、その結果、入口面と出口面との間
に静圧降下が生じ、そしてノズル４４の翼形部５２に高
圧ガス荷重がかかる。
【００２２】（タービンノズル支持装置）図２〜図４を
参照すると、燃焼器３０と高圧タービン３２との間に配
置されているノズル４４の第１段のノズル部片４６が、
総体的に参照番号５６で表された引用発明のノズル支持
装置によって、静止支持構造体５４に装着されている。
各ノズル部片４６と関連するノズル支持装置５６は、内
側バンド４８に取り付けられていると共に内側バンド４
８に沿って延在しているバンドフランジ５８と、静止支
持構造体５４に取り付けられていると共に静止支持構造
体５４に沿って延在しているノズル支持フランジ６０と
を含んでいる。内側バンドフランジ５８は、その後面に
切削形成されている弦ヒンジ６２を有しており、ヒンジ
６２によって、ノズル部片４６は外側バンド５０の箇所
で前方に傾斜することができ、その際、内側バンドフラ
ンジ５８とノズル支持フランジ６０の平坦面との間に漏
れ流路が開通し得ない。弦ヒンジ６２によって、比較的
高温のノズル部片４６と比較的低温のノズル支持フラン
ジ６０との間の接触面積が最小になる。
参照すると、燃焼器３０と高圧タービン３２との間に配
置されているノズル４４の第１段のノズル部片４６が、
総体的に参照番号５６で表された引用発明のノズル支持
装置によって、静止支持構造体５４に装着されている。
各ノズル部片４６と関連するノズル支持装置５６は、内
側バンド４８に取り付けられていると共に内側バンド４
８に沿って延在しているバンドフランジ５８と、静止支
持構造体５４に取り付けられていると共に静止支持構造
体５４に沿って延在しているノズル支持フランジ６０と
を含んでいる。内側バンドフランジ５８は、その後面に
切削形成されている弦ヒンジ６２を有しており、ヒンジ
６２によって、ノズル部片４６は外側バンド５０の箇所
で前方に傾斜することができ、その際、内側バンドフラ
ンジ５８とノズル支持フランジ６０の平坦面との間に漏
れ流路が開通し得ない。弦ヒンジ６２によって、比較的
高温のノズル部片４６と比較的低温のノズル支持フラン
ジ６０との間の接触面積が最小になる。
【００２３】各ノズル部片４６と関連するノズル支持装
置５６は又、内側バンドフランジ５８の一端部に隣接し
てノズル支持フランジ６０に装着されていると共にノズ
ル支持フランジ６０から外方に概して垂直に突出してお
り、概して円筒形状を有している単一取り付けピン６４
と、内側バンドフランジ５８の一端部に形成されてお
り、取り付けピン６４の外側突出部を締まり嵌め式に受
け入れる孔６６とを含んでいる。孔６６は、長円形又は
競走路（レーストラック）形である。長円形の孔６６は
幅Ｗよりも大きな高さＨを有しており、高さＨは中心軸
線１６に対して半径方向に向けられている。そして孔６
６の幅Ｗに沿ってピン６４と孔６６との接線方向締まり
嵌めが成されていると共に、孔６６の高さＨに沿ってピ
ン６４と孔６６とのすきま嵌めが成されており、従っ
て、ノズル部片４６の相互且つ支持構造体５４に対する
接線方向の位置の変動が無視可能な程度になると共に、
ピン６４と支持フランジ６０とを曲げることなく、内側
バンド弦ヒンジ６２上のノズル部片４６の軸方向の自由
揺動が生じ得る。例えば、図５〜図７は、エンジン１０
が低出力状態にあるときの長円形の孔６６に対する取り
付けピン６４の第１の位置を示すのに対し、図８〜図１
０は、エンジン１０が高出力状態にあるときの長円形の
孔６６に対する取り付けピン６４の第２の位置を示す。
置５６は又、内側バンドフランジ５８の一端部に隣接し
てノズル支持フランジ６０に装着されていると共にノズ
ル支持フランジ６０から外方に概して垂直に突出してお
り、概して円筒形状を有している単一取り付けピン６４
と、内側バンドフランジ５８の一端部に形成されてお
り、取り付けピン６４の外側突出部を締まり嵌め式に受
け入れる孔６６とを含んでいる。孔６６は、長円形又は
競走路（レーストラック）形である。長円形の孔６６は
幅Ｗよりも大きな高さＨを有しており、高さＨは中心軸
線１６に対して半径方向に向けられている。そして孔６
６の幅Ｗに沿ってピン６４と孔６６との接線方向締まり
嵌めが成されていると共に、孔６６の高さＨに沿ってピ
ン６４と孔６６とのすきま嵌めが成されており、従っ
て、ノズル部片４６の相互且つ支持構造体５４に対する
接線方向の位置の変動が無視可能な程度になると共に、
ピン６４と支持フランジ６０とを曲げることなく、内側
バンド弦ヒンジ６２上のノズル部片４６の軸方向の自由
揺動が生じ得る。例えば、図５〜図７は、エンジン１０
が低出力状態にあるときの長円形の孔６６に対する取り
付けピン６４の第１の位置を示すのに対し、図８〜図１
０は、エンジン１０が高出力状態にあるときの長円形の
孔６６に対する取り付けピン６４の第２の位置を示す。
【００２４】従って、各ノズル部片４６にかかる接線方
向のガス荷重は、内側バンドフランジ５８の長円形の孔
６６内に配置されている単一取り付けピン６４を介して
支承される。各ノズル部片４６にかかる軸方向のガス荷
重は、内側バンドフランジ５８の弦ヒンジ６２を介し
て、且つ外側バンド５０の後面の両端にあるパッド６８
を介して支承される。ガス荷重は主としてフランジ５８
の端部で伝達されるので、フランジ５８の中央部を薄く
することができ、従って、重量を軽減できる。フランジ
５８の薄い中央部は又、熱湾曲の影響を低減する助けと
なる。なぜならば、ノズル支持体がこの薄い部分を平ら
にするからである。ガス荷重による接線方向モーメント
は、隣り合っているノズル部片４６の内側バンド４８の
対向端に設けられている重なり部７０によって反作用さ
れると共に、半径方向荷重受け止め部７２での反作用に
より支承される。
向のガス荷重は、内側バンドフランジ５８の長円形の孔
６６内に配置されている単一取り付けピン６４を介して
支承される。各ノズル部片４６にかかる軸方向のガス荷
重は、内側バンドフランジ５８の弦ヒンジ６２を介し
て、且つ外側バンド５０の後面の両端にあるパッド６８
を介して支承される。ガス荷重は主としてフランジ５８
の端部で伝達されるので、フランジ５８の中央部を薄く
することができ、従って、重量を軽減できる。フランジ
５８の薄い中央部は又、熱湾曲の影響を低減する助けと
なる。なぜならば、ノズル支持体がこの薄い部分を平ら
にするからである。ガス荷重による接線方向モーメント
は、隣り合っているノズル部片４６の内側バンド４８の
対向端に設けられている重なり部７０によって反作用さ
れると共に、半径方向荷重受け止め部７２での反作用に
より支承される。
【００２５】結論として、引用発明のノズル支持装置５
６と、前述の他の支持手段とは、次のような機能、即
ち、（１）軸方向及び接線方向のガス荷重を支承し、
（２）ガス荷重による接線方向モーメントに抗し、
（３）内側ノズル支持構造体の曲げを最小にすると共
に、ノズルが内側及び外側バンドの間で軸方向に傾斜す
ることを許容し、（４）累積公差を最小にしてノズルを
軸方向及び接線方向に正確に位置付け、ノズルスロート
面積、従って、エンジン性能に直接影響を与え、（５）
ノズルと内側ノズル支持構造体との間の熱的接触面積を
最小にして支持フランジ温度を低く保ち、そして（６）
重量を最小にするという機能を果たすので有利である。
６と、前述の他の支持手段とは、次のような機能、即
ち、（１）軸方向及び接線方向のガス荷重を支承し、
（２）ガス荷重による接線方向モーメントに抗し、
（３）内側ノズル支持構造体の曲げを最小にすると共
に、ノズルが内側及び外側バンドの間で軸方向に傾斜す
ることを許容し、（４）累積公差を最小にしてノズルを
軸方向及び接線方向に正確に位置付け、ノズルスロート
面積、従って、エンジン性能に直接影響を与え、（５）
ノズルと内側ノズル支持構造体との間の熱的接触面積を
最小にして支持フランジ温度を低く保ち、そして（６）
重量を最小にするという機能を果たすので有利である。
【００２６】（タービンノズルシール装置）図３及び図
４を参照すると、総体的に参照番号７４で表された本発
明のノズルシール装置が、ノズル部片４６の間の漏れ止
めの（をシールする）ために内側バンドフランジ５８の
間に設けられていると共に、ノズル支持フランジ６０と
ノズル部片４６の内側バンドフランジ５８との間に設け
られている。ノズルシール装置７４は、逆Ｗ形断面形状
を有している連続シール部材７６を含んでおり、連続シ
ール部材７６は、中心軸線１６の周りに周方向に延在し
ている。ノズルシール装置７４は又、ノズル支持フラン
ジ６０の前面に画成されている環状凹み７８を含んでお
り、環状凹み７８は、中心軸線１６の周りに周方向に延
在していると共に、シール部材７６の後ろ側でシール部
材７６を支承している。シール部材７６の前側は、ノズ
ル支持フランジ６０の前面を越えて突出していると共
に、内側バンドフランジ５８の後面と係合している。シ
ール部材７６は、ノズル内側バンド４８の後端から前端
への熱勾配によって生ずるノズル支持フランジ６０の湾
曲に対処するために十分撓み得る。このＷ形シール部材
７６は又、弦ヒンジ６２によって設けられているシール
と直列の第２のシールを成しており、湾曲が生じないと
きでも漏れを減少させる。
４を参照すると、総体的に参照番号７４で表された本発
明のノズルシール装置が、ノズル部片４６の間の漏れ止
めの（をシールする）ために内側バンドフランジ５８の
間に設けられていると共に、ノズル支持フランジ６０と
ノズル部片４６の内側バンドフランジ５８との間に設け
られている。ノズルシール装置７４は、逆Ｗ形断面形状
を有している連続シール部材７６を含んでおり、連続シ
ール部材７６は、中心軸線１６の周りに周方向に延在し
ている。ノズルシール装置７４は又、ノズル支持フラン
ジ６０の前面に画成されている環状凹み７８を含んでお
り、環状凹み７８は、中心軸線１６の周りに周方向に延
在していると共に、シール部材７６の後ろ側でシール部
材７６を支承している。シール部材７６の前側は、ノズ
ル支持フランジ６０の前面を越えて突出していると共
に、内側バンドフランジ５８の後面と係合している。シ
ール部材７６は、ノズル内側バンド４８の後端から前端
への熱勾配によって生ずるノズル支持フランジ６０の湾
曲に対処するために十分撓み得る。このＷ形シール部材
７６は又、弦ヒンジ６２によって設けられているシール
と直列の第２のシールを成しており、湾曲が生じないと
きでも漏れを減少させる。
【００２７】ノズルシール装置７４は又、ノズル部片４
６の端面の間に配置されている複数のＬ形スプラインシ
ール部材８０を含んでいる。これらのシール部材８０
は、やはりノズル部片４６の端面の間に用いられている
垂直及び後方水平スプラインシール部材の間の漏れ流路
を閉塞する。以上、本発明の実施例を詳述したが、本発
明の要旨の範囲内で本発明のすべての実質的な利点を損
なうことなく、本発明の構成部の形態、構造及び構成等
に様々な改変を施し得ることはもちろんである。
６の端面の間に配置されている複数のＬ形スプラインシ
ール部材８０を含んでいる。これらのシール部材８０
は、やはりノズル部片４６の端面の間に用いられている
垂直及び後方水平スプラインシール部材の間の漏れ流路
を閉塞する。以上、本発明の実施例を詳述したが、本発
明の要旨の範囲内で本発明のすべての実質的な利点を損
なうことなく、本発明の構成部の形態、構造及び構成等
に様々な改変を施し得ることはもちろんである。
【図１】本発明のタービンノズルシール装置と、引用発
明のタービンノズル支持装置とを適用可能なガスタービ
ンエンジンの概略図である。
明のタービンノズル支持装置とを適用可能なガスタービ
ンエンジンの概略図である。
【図２】図１のエンジンに適用されるタービンノズルの
一部片の拡大正面図である。
一部片の拡大正面図である。
【図３】図２の線３−３に沿ったノズル部片の接線方向
断面図である。
断面図である。
【図４】図３の区域Ａの拡大図であって、本発明のノズ
ルシール装置と、引用発明のノズル支持装置とを示す図
である。
ルシール装置と、引用発明のノズル支持装置とを示す図
である。
【図５】引用発明のノズル支持装置の概略的な接線方向
断面図であって、エンジンが低出力状態にあるときの長
円形の孔に対するピンの位置を示す図である。
断面図であって、エンジンが低出力状態にあるときの長
円形の孔に対するピンの位置を示す図である。
【図６】図５の区域Ｂの拡大図である。
【図７】図６の線７−７に沿った拡大断面図である。
【図８】引用発明のノズル支持装置の概略的な接線方向
断面図であって、エンジンが高出力状態にあるときの長
円形の孔に対するピンの位置を示す図である。
断面図であって、エンジンが高出力状態にあるときの長
円形の孔に対するピンの位置を示す図である。
【図９】図８の区域Ｃの拡大図である。
【図１０】図９の線１０−１０に沿った拡大断面図であ
る。
る。
１０ ガスタービンエンジン １６ 中心軸線 １８ 環状ケーシング ３０ 燃焼器 ３２ 高圧タービン ４４ 高圧タービンノズル ４６ 弧状ノズル部片 ４８ 内側バンド ５０ 外側バンド ５２ 翼形部 ５４ 静止支持構造体 ５６ タービンノズル支持装置 ５８ 内側バンドフランジ ６０ ノズル支持フランジ ６２ 弦ヒンジ ７４ タービンノズルシール装置 ７６ 連続可撓シール部材 ７８ 環状凹み ８０ Ｌ形スプラインシール部材
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 リチャード・ウイリアム・アルブレクト アメリカ合衆国、オハイオ州、フェアフィ ールド、パーク・ミードウス・コート、５ 番 (72)発明者 ロバート・ジェームス・コースメイア アメリカ合衆国、オハイオ州、シンシナテ ィ、イースト・ガルブレイス・ロード、 2277番
Claims (5)
- 【請求項１】 縦方向中心軸線（１６）と、 該中心軸線（１６）の周りに設けられていると共に環状
静止支持構造体（５４）を有している環状ケーシング
（１８）と、 圧縮燃焼ガスを発生する環状燃焼器（３０）と、 該燃焼器（３０）の後方に設けられており、前記圧縮燃
焼ガスを受け入れると共に該ガスからエネルギを抽出す
る高圧タービン（３２）と、 前記環状ケーシング（１８）内において前記燃焼器（３
０）と前記高圧タービン（３２）との間に設けられてい
る少なくとも１段を有している環状タービンノズル（４
４）とを備えており、 前記環状ノズル段は、前記中心軸線（１６）の周りに端
と端とを周方向に合わせて設けられている複数のノズル
部片（４６）を含んでおり、該ノズル部片（４６）の各
々は、前記中心軸線（１６）に関して半径方向に相隔た
っていると共に前記燃焼器（３０）から前記高圧タービ
ン（３２）まで圧縮燃焼ガスの流路を画成している一対
の内側及び外側バンド（４８、５０）を有しており、前
記ノズル部片（４６）の各々は又、前記中心軸線（１
６）に関して半径方向に延在していると共に前記内側及
び外側バンド（４８、５０）の間において前記圧縮燃焼
ガスの前記流路を横切って装着されている少なくとも１
つの翼形部（５２）を有しているガスタービンエンジン
（１０）において、高圧冷却空気が前記ノズル内側バン
ド（４８）を通り越して該内側バンドの外側の前記流路
内に漏れることを阻止するノズルシール装置（７４）で
あって、 （ａ）前記ノズル（４４）に隣接している前記静止支持
構造体（５４）に取り付けられていると共に、該静止支
持構造体に沿って延在している環状ノズル支持フランジ
（６０）と、 （ｂ）前記ノズル部片（４６）の各々の内側バンド（４
８）に取り付けられていると共に該内側バンドに沿って
延在しており、前記支持フランジ（６０）に隣接して設
けられているバンドフランジ（５８）と、 （ｃ）前記中心軸線（１６）の周りに周方向に延在して
いる連続可撓シール部材（７６）と、 （ｄ）前記ノズル支持フランジ（６０）の前面に画成さ
れていると共に前記中心軸線（１６）の周りに周方向に
延在しており、前記シール部材（７６）の後ろ側で該シ
ール部材を支承している環状凹み（７８）とを備えたノ
ズルシール装置（７４）。 - 【請求項２】 前記可撓シール部材（７６）は、該可撓
シール部材の前側で前記ノズル支持フランジ（６０）の
前面を越えて突出していると共に、前記内側バンドフラ
ンジ（５８）の後面と係合している請求項１に記載のノ
ズルシール装置（７４）。 - 【請求項３】 前記可撓シール部材（７６）は、Ｗ形断
面形状を有している請求項１に記載のノズルシール装置
（７４）。 - 【請求項４】 前記内側バンドフランジ（５８）は、そ
の後面に切削形成されている弦ヒンジ（６２）を有して
おり、前記ノズル部片（４６）は前記ヒンジにより、前
記内側バンドフランジ（５８）と前記ノズル支持フラン
ジ（６０）の平坦面との間に漏れ流路を開通せずに、前
記ノズル部片（４６）の前記外側バンド（５０）の箇所
で前記燃焼器（３０）の方へ傾斜可能である請求項１に
記載のノズルシール装置（７４）。 - 【請求項５】 前記ノズル部片（４６）の隣り合ってい
るものの端面の間に設けられており、該端面の間の漏れ
を阻止する複数のＬ形スプラインシール部材（８０）を
更に含んでいる請求項１に記載のノズルシール装置（７
４）。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US07/911,237 US5249920A (en) | 1992-07-09 | 1992-07-09 | Turbine nozzle seal arrangement |
| US911237 | 1992-07-09 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0666105A true JPH0666105A (ja) | 1994-03-08 |
| JPH07111124B2 JPH07111124B2 (ja) | 1995-11-29 |
Family
ID=25429952
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP5154017A Expired - Fee Related JPH07111124B2 (ja) | 1992-07-09 | 1993-06-25 | ノズルシール装置 |
Country Status (4)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5249920A (ja) |
| EP (1) | EP0578460B1 (ja) |
| JP (1) | JPH07111124B2 (ja) |
| DE (1) | DE69321776T2 (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2013146637A1 (ja) * | 2012-03-28 | 2013-10-03 | 三菱重工業株式会社 | シール部材、タービン、及びガスタービン |
Families Citing this family (56)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5372476A (en) * | 1993-06-18 | 1994-12-13 | General Electric Company | Turbine nozzle support assembly |
| FR2732416B1 (fr) * | 1995-03-29 | 1997-04-30 | Snecma | Agencement de raccordement de deux secteurs angulaires de turbomachine et joint concu pour servir dans cet agencement |
| DE19703033A1 (de) * | 1997-01-29 | 1998-07-30 | Asea Brown Boveri | Abgasturbine eines Turboladers |
| JP3462732B2 (ja) * | 1997-10-21 | 2003-11-05 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン静翼のダブルクロスシール装置 |
| US6193240B1 (en) | 1999-01-11 | 2001-02-27 | General Electric Company | Seal assembly |
| US6164656A (en) * | 1999-01-29 | 2000-12-26 | General Electric Company | Turbine nozzle interface seal and methods |
| US6183192B1 (en) | 1999-03-22 | 2001-02-06 | General Electric Company | Durable turbine nozzle |
| US6652220B2 (en) | 2001-11-15 | 2003-11-25 | General Electric Company | Methods and apparatus for cooling gas turbine nozzles |
| US20040017050A1 (en) * | 2002-07-29 | 2004-01-29 | Burdgick Steven Sebastian | Endface gap sealing for steam turbine diaphragm interstage packing seals and methods of retrofitting |
| US6843479B2 (en) * | 2002-07-30 | 2005-01-18 | General Electric Company | Sealing of nozzle slashfaces in a steam turbine |
| US6729842B2 (en) | 2002-08-28 | 2004-05-04 | General Electric Company | Methods and apparatus to reduce seal rubbing within gas turbine engines |
| US6893217B2 (en) | 2002-12-20 | 2005-05-17 | General Electric Company | Methods and apparatus for assembling gas turbine nozzles |
| US6921246B2 (en) | 2002-12-20 | 2005-07-26 | General Electric Company | Methods and apparatus for assembling gas turbine nozzles |
| JP4269763B2 (ja) * | 2003-04-28 | 2009-05-27 | 株式会社Ｉｈｉ | タービンノズルセグメント |
| US7172388B2 (en) * | 2004-08-24 | 2007-02-06 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Multi-point seal |
| US7578164B2 (en) * | 2005-09-22 | 2009-08-25 | General Electric Company | Method and apparatus for inspecting turbine nozzle segments |
| US7231724B2 (en) * | 2005-10-28 | 2007-06-19 | General Electric Company | Nozzle seal slot measuring tool and method |
| US7575415B2 (en) * | 2005-11-10 | 2009-08-18 | General Electric Company | Methods and apparatus for assembling turbine engines |
| US7976274B2 (en) * | 2005-12-08 | 2011-07-12 | General Electric Company | Methods and apparatus for assembling turbine engines |
| US7625174B2 (en) * | 2005-12-16 | 2009-12-01 | General Electric Company | Methods and apparatus for assembling gas turbine engine stator assemblies |
| US7419355B2 (en) * | 2006-02-15 | 2008-09-02 | General Electric Company | Methods and apparatus for nozzle carrier with trapped shim adjustment |
| US7901186B2 (en) * | 2006-09-12 | 2011-03-08 | Parker Hannifin Corporation | Seal assembly |
| FR2925107B1 (fr) * | 2007-12-14 | 2010-01-22 | Snecma | Distributeur sectorise pour une turbomachine |
| US8568091B2 (en) * | 2008-02-18 | 2013-10-29 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine systems and methods involving blade outer air seals |
| US8172522B2 (en) * | 2008-03-31 | 2012-05-08 | General Electric Company | Method and system for supporting stator components |
| US8092163B2 (en) * | 2008-03-31 | 2012-01-10 | General Electric Company | Turbine stator mount |
| US8226361B2 (en) * | 2009-07-08 | 2012-07-24 | General Electric Company | Composite article and support frame assembly |
| US8206096B2 (en) * | 2009-07-08 | 2012-06-26 | General Electric Company | Composite turbine nozzle |
| US8978388B2 (en) * | 2011-06-03 | 2015-03-17 | General Electric Company | Load member for transition duct in turbine system |
| US8448450B2 (en) | 2011-07-05 | 2013-05-28 | General Electric Company | Support assembly for transition duct in turbine system |
| US8650852B2 (en) | 2011-07-05 | 2014-02-18 | General Electric Company | Support assembly for transition duct in turbine system |
| US8974179B2 (en) | 2011-11-09 | 2015-03-10 | General Electric Company | Convolution seal for transition duct in turbine system |
| US8459041B2 (en) | 2011-11-09 | 2013-06-11 | General Electric Company | Leaf seal for transition duct in turbine system |
| US8701415B2 (en) | 2011-11-09 | 2014-04-22 | General Electric Company | Flexible metallic seal for transition duct in turbine system |
| US9038394B2 (en) | 2012-04-30 | 2015-05-26 | General Electric Company | Convolution seal for transition duct in turbine system |
| US9133722B2 (en) | 2012-04-30 | 2015-09-15 | General Electric Company | Transition duct with late injection in turbine system |
| US10240467B2 (en) * | 2012-08-03 | 2019-03-26 | United Technologies Corporation | Anti-rotation lug for a gas turbine engine stator assembly |
| US8707673B1 (en) | 2013-01-04 | 2014-04-29 | General Electric Company | Articulated transition duct in turbomachine |
| US9080447B2 (en) | 2013-03-21 | 2015-07-14 | General Electric Company | Transition duct with divided upstream and downstream portions |
| US9458732B2 (en) | 2013-10-25 | 2016-10-04 | General Electric Company | Transition duct assembly with modified trailing edge in turbine system |
| US10267168B2 (en) | 2013-12-23 | 2019-04-23 | Rolls-Royce Corporation | Vane ring for a turbine engine having retention devices |
| US20160109025A1 (en) | 2014-10-21 | 2016-04-21 | United Technologies Corporation | Seal ring |
| US10301957B2 (en) * | 2014-12-17 | 2019-05-28 | United Technologies Corporation | Pinned seal |
| US10145251B2 (en) | 2016-03-24 | 2018-12-04 | General Electric Company | Transition duct assembly |
| US10260752B2 (en) | 2016-03-24 | 2019-04-16 | General Electric Company | Transition duct assembly with late injection features |
| US10227883B2 (en) | 2016-03-24 | 2019-03-12 | General Electric Company | Transition duct assembly |
| US10260424B2 (en) | 2016-03-24 | 2019-04-16 | General Electric Company | Transition duct assembly with late injection features |
| US10260360B2 (en) | 2016-03-24 | 2019-04-16 | General Electric Company | Transition duct assembly |
| US20180328228A1 (en) * | 2017-05-12 | 2018-11-15 | United Technologies Corporation | Turbine vane with inner circumferential anti-rotation features |
| EP3650656A1 (en) * | 2017-09-15 | 2020-05-13 | General Electric Company Polska sp. z o.o. | Inner band assembly for a turbine nozzle |
| US10662794B2 (en) | 2017-10-19 | 2020-05-26 | Rolls-Royce Corporation | Strip seal axial assembly groove |
| US10655489B2 (en) * | 2018-01-04 | 2020-05-19 | General Electric Company | Systems and methods for assembling flow path components |
| US11248705B2 (en) | 2018-06-19 | 2022-02-15 | General Electric Company | Curved seal with relief cuts for adjacent gas turbine components |
| FR3095830B1 (fr) * | 2019-05-10 | 2021-05-07 | Safran Aircraft Engines | Module de turbomachine equipe d’un dispositif de maintien de lamelles d’etancheite |
| US11674400B2 (en) * | 2021-03-12 | 2023-06-13 | Ge Avio S.R.L. | Gas turbine engine nozzles |
| CN113236374B (zh) * | 2021-06-04 | 2023-01-17 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种高压涡轮导向叶片柔性连接结构 |
Family Cites Families (19)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2915280A (en) * | 1957-04-18 | 1959-12-01 | Gen Electric | Nozzle and seal assembly |
| SU147194A1 (ru) * | 1961-10-30 | 1961-11-30 | В.Л. Ингульцов | Диафрагма дл паровых турбин |
| US4121843A (en) * | 1977-10-04 | 1978-10-24 | Pressure Science, Incorporated | Multiple convolution sealing ring |
| US4199151A (en) * | 1978-08-14 | 1980-04-22 | General Electric Company | Method and apparatus for retaining seals |
| US4184689A (en) * | 1978-10-02 | 1980-01-22 | United Technologies Corporation | Seal structure for an axial flow rotary machine |
| US4537024A (en) * | 1979-04-23 | 1985-08-27 | Solar Turbines, Incorporated | Turbine engines |
| IT1167241B (it) * | 1983-10-03 | 1987-05-13 | Nuovo Pignone Spa | Sistema perfezionato per il fissaggio degli ugelli statorici alla cassa di una turbina di potenza |
| DE3413304A1 (de) * | 1984-04-09 | 1985-10-17 | BBC Aktiengesellschaft Brown, Boveri & Cie., Baden, Aargau | Verstellbare leitbeschaufelung fuer eine turbomaschine |
| US4566851A (en) * | 1984-05-11 | 1986-01-28 | United Technologies Corporation | First stage turbine vane support structure |
| US4642024A (en) * | 1984-12-05 | 1987-02-10 | United Technologies Corporation | Coolable stator assembly for a rotary machine |
| US4815933A (en) * | 1987-11-13 | 1989-03-28 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Nozzle flange attachment and sealing arrangement |
| US4883405A (en) * | 1987-11-13 | 1989-11-28 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Turbine nozzle mounting arrangement |
| US4902198A (en) * | 1988-08-31 | 1990-02-20 | Westinghouse Electric Corp. | Apparatus for film cooling of turbine van shrouds |
| FR2646221B1 (fr) * | 1989-04-19 | 1991-06-14 | Snecma | Joint d'etancheite, dispositif le comportant et application a une turbomachine |
| US5118120A (en) * | 1989-07-10 | 1992-06-02 | General Electric Company | Leaf seals |
| US5092735A (en) * | 1990-07-02 | 1992-03-03 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Blade outer air seal cooling system |
| US5154577A (en) * | 1991-01-17 | 1992-10-13 | General Electric Company | Flexible three-piece seal assembly |
| US5149250A (en) * | 1991-02-28 | 1992-09-22 | General Electric Company | Gas turbine vane assembly seal and support system |
| US5197853A (en) * | 1991-08-28 | 1993-03-30 | General Electric Company | Airtight shroud support rail and method for assembling in turbine engine |
-
1992
- 1992-07-09 US US07/911,237 patent/US5249920A/en not_active Expired - Lifetime
-
1993
- 1993-06-25 JP JP5154017A patent/JPH07111124B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 1993-07-05 EP EP93305238A patent/EP0578460B1/en not_active Expired - Lifetime
- 1993-07-05 DE DE69321776T patent/DE69321776T2/de not_active Expired - Fee Related
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2013146637A1 (ja) * | 2012-03-28 | 2013-10-03 | 三菱重工業株式会社 | シール部材、タービン、及びガスタービン |
| JPWO2013146637A1 (ja) * | 2012-03-28 | 2015-12-14 | 三菱重工業株式会社 | シール部材、タービン、及びガスタービン |
| US10167728B2 (en) | 2012-03-28 | 2019-01-01 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Seal member, turbine, and gas turbine |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH07111124B2 (ja) | 1995-11-29 |
| US5249920A (en) | 1993-10-05 |
| DE69321776D1 (de) | 1998-12-03 |
| DE69321776T2 (de) | 1999-06-24 |
| EP0578460B1 (en) | 1998-10-28 |
| EP0578460A1 (en) | 1994-01-12 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JPH0666105A (ja) | ノズルシール装置 | |
| JPH0666104A (ja) | ノズル支持装置 | |
| US5343694A (en) | Turbine nozzle support | |
| US5215435A (en) | Angled cooling air bypass slots in honeycomb seals | |
| US5372476A (en) | Turbine nozzle support assembly | |
| JP2965859B2 (ja) | 三脚プレート | |
| JP3529779B2 (ja) | タービンディスク用自立型サイドプレートアッセンブリ | |
| JP4856306B2 (ja) | ガスタービンエンジンの流れ通路の静止構成要素 | |
| US4126405A (en) | Turbine nozzle | |
| US5176496A (en) | Mounting arrangements for turbine nozzles | |
| US5868553A (en) | Exhaust gas turbine of an exhaust gas turbocharger | |
| JPH073183B2 (ja) | 燃焼ガスを通すタービン流路アセンブリ | |
| US4863343A (en) | Turbine vane shroud sealing system | |
| JPH0610701A (ja) | 軸流ガスタービンエンジンの分解方法 | |
| JP2003201913A (ja) | ガスタービンエンジンフレームの流路ライナ支持装置 | |
| JPS62170734A (ja) | 遷移ダクトシ−ル構造体 | |
| CN107120685A (zh) | 燃烧器组件 | |
| JPH04232307A (ja) | 複流蒸気タービンの効率改善装置 | |
| GB2458770A (en) | Supporting gas turbine stator components | |
| US4696619A (en) | Housing for a turbojet engine compressor | |
| US2925998A (en) | Turbine nozzles | |
| US4955192A (en) | Containment ring for radial inflow turbine | |
| US5746573A (en) | Vane segment compliant seal assembly | |
| CN107120688A (zh) | 燃烧器组件 | |
| US20230417415A1 (en) | Combustor for a gas turbine engine |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 Effective date: 19960820 |
|
| 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 |
|
| LAPS | Cancellation because of no payment of annual fees |