JPH07113423B2 - 段付歯を有する回転ラビリンスシール - Google Patents
段付歯を有する回転ラビリンスシールInfo
- Publication number
- JPH07113423B2 JPH07113423B2 JP60118990A JP11899085A JPH07113423B2 JP H07113423 B2 JPH07113423 B2 JP H07113423B2 JP 60118990 A JP60118990 A JP 60118990A JP 11899085 A JP11899085 A JP 11899085A JP H07113423 B2 JPH07113423 B2 JP H07113423B2
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- Japan
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- seal
- peripheral surface
- walls
- thickness
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-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
- F01D11/02—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages by non-contact sealings, e.g. of labyrinth type
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
- F16J—PISTONS; CYLINDERS; SEALINGS
- F16J15/00—Sealings
- F16J15/44—Free-space packings
- F16J15/447—Labyrinth packings
- F16J15/4472—Labyrinth packings with axial path
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Sealing Using Fluids, Sealing Without Contact, And Removal Of Oil (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】 発明の背景 本発明は回転ラビリンスシール、特に航空機を推進する
ガスタービンエンジンに用いる回転ラビリンスシールに
関する。
ガスタービンエンジンに用いる回転ラビリンスシールに
関する。
回転ラビリンスシールには多くの用途があり、そのうち
の１つは、ガスタービンエンジン内の圧力の相異なるプ
レナム間のシールを行う用途である。通常このようなシ
ールは２つの主要な要素、すなわち、回転シールと静止
シールよりなる。回転シールは、大抵、エンジンの軸方
向長さと平行な断面において、比較的肉厚の基部から半
径方向に静止シールにむかって延在する薄い歯状突起の
列をもつ。静止シールまたは静止要素は、通常薄いハニ
カム形リボンの形状をしている。これらの主要な要素
は、一般にエンジンの軸方向（長さ方向）寸法のまわり
に円周方向に配置され、回転要素と静止要素との組み立
てを可能にするように両者の間に半径方向のわずかな隙
間をあけて配置される。
の１つは、ガスタービンエンジン内の圧力の相異なるプ
レナム間のシールを行う用途である。通常このようなシ
ールは２つの主要な要素、すなわち、回転シールと静止
シールよりなる。回転シールは、大抵、エンジンの軸方
向長さと平行な断面において、比較的肉厚の基部から半
径方向に静止シールにむかって延在する薄い歯状突起の
列をもつ。静止シールまたは静止要素は、通常薄いハニ
カム形リボンの形状をしている。これらの主要な要素
は、一般にエンジンの軸方向（長さ方向）寸法のまわり
に円周方向に配置され、回転要素と静止要素との組み立
てを可能にするように両者の間に半径方向のわずかな隙
間をあけて配置される。
ガスタービンエンジンが作動されているとき、回転シー
ルは静止シールよりも大きく半径方向に膨脹し、静止シ
ールをこする。静止シールの薄いハニカム形リボン構造
はシール歯がこする表面積を少なくし、従って回転シー
ルに伝達される熱を最小限におさえるのに役立つ。さら
に、回転シール歯の先端は、歯を支持する基部またはシ
ェル構造から熱的に隔離するために薄くしてある。
ルは静止シールよりも大きく半径方向に膨脹し、静止シ
ールをこする。静止シールの薄いハニカム形リボン構造
はシール歯がこする表面積を少なくし、従って回転シー
ルに伝達される熱を最小限におさえるのに役立つ。さら
に、回転シール歯の先端は、歯を支持する基部またはシ
ェル構造から熱的に隔離するために薄くしてある。
しかし、薄い歯の形状は、取り扱いによる損傷を受けや
すく、基部とは反対側の歯の先端に亀裂が入りやすい。
場合によっては、歯の先端には作動時に摩擦に起因する
亀裂が入ることもある。これらのシール歯の亀裂は、歯
を経て半径方向内方に支持シェル構造まで進み、それに
気づかないでいると、最終的には支持構造の端部まで拡
がってシールの破損につながるおそれがある。
すく、基部とは反対側の歯の先端に亀裂が入りやすい。
場合によっては、歯の先端には作動時に摩擦に起因する
亀裂が入ることもある。これらのシール歯の亀裂は、歯
を経て半径方向内方に支持シェル構造まで進み、それに
気づかないでいると、最終的には支持構造の端部まで拡
がってシールの破損につながるおそれがある。
従来技術のシール歯の断面形状は、一般に、まっすぐな
傾斜側面が細い平坦な先端で出合う截頭三角形の形状を
している。このような従来のシール歯の形状では、一度
このような亀裂が入りはじめたらなかなかとめられなか
った。
傾斜側面が細い平坦な先端で出合う截頭三角形の形状を
している。このような従来のシール歯の形状では、一度
このような亀裂が入りはじめたらなかなかとめられなか
った。
発明の概要 本発明の目的は、亀裂の進行に対する抵抗が著しく増加
した、回転ラビリンスシールのシール歯の改良形状を提
供することにある。
した、回転ラビリンスシールのシール歯の改良形状を提
供することにある。
本発明のもう一つの重要な目的は、航空機推進用のガス
タービンエンジンに必要かつ望ましい薄くて軽量な歯で
ありながら亀裂の進行に抵抗する新規なシール歯の形状
を提供することにある。
タービンエンジンに必要かつ望ましい薄くて軽量な歯で
ありながら亀裂の進行に抵抗する新規なシール歯の形状
を提供することにある。
これらや他の本発明の目的を達成する本発明の回転ラビ
リンスシールは、基部の外周上に円周方向に延在する複
数の半径方向に向いたシール歯リングからなり、シール
歯リングがそれぞれ本体部と先端部とを有し、本体部は
先端部よりも実質的に厚い。
リンスシールは、基部の外周上に円周方向に延在する複
数の半径方向に向いたシール歯リングからなり、シール
歯リングがそれぞれ本体部と先端部とを有し、本体部は
先端部よりも実質的に厚い。
より詳細にいうと、本体部はほぼ平行な本体壁を有し、
これらの壁は基部から半径方向に延在し、かつ基部の上
でエンジンの軸方向中心線のまわりに円周方向に延在し
ている。本体部はさらに周壁を有し、これらの周壁は本
体部の外周を形成し、先端部の両側に存在する。先端部
も同様にほぼ平行な先端壁を有し、これらの先端壁は本
体部の周壁から半径方向に延在し、かつエンジンの軸方
向中心線のまわりに円周方向に存在している。先端壁は
先端部の外周を形成する先端周面で終端し、先端周面は
軸方向に延在する本体周壁（本体周面）と同軸である。
これらの壁は基部から半径方向に延在し、かつ基部の上
でエンジンの軸方向中心線のまわりに円周方向に延在し
ている。本体部はさらに周壁を有し、これらの周壁は本
体部の外周を形成し、先端部の両側に存在する。先端部
も同様にほぼ平行な先端壁を有し、これらの先端壁は本
体部の周壁から半径方向に延在し、かつエンジンの軸方
向中心線のまわりに円周方向に存在している。先端壁は
先端部の外周を形成する先端周面で終端し、先端周面は
軸方向に延在する本体周壁（本体周面）と同軸である。
本発明の亀裂抑止効果を実現するためには、本体部と先
端部の厚さの比を少なくとも約5:1とする必要がある。
さらに先端壁が本体周壁に、半径が先端部の厚さにほぼ
等しいフィレット（fillet）でつながっていなければな
らない。本発明の歯は、従来の形状の歯に比べ、歯およ
びシールの寿命が少なくとも3:1の向上を示した。
端部の厚さの比を少なくとも約5:1とする必要がある。
さらに先端壁が本体周壁に、半径が先端部の厚さにほぼ
等しいフィレット（fillet）でつながっていなければな
らない。本発明の歯は、従来の形状の歯に比べ、歯およ
びシールの寿命が少なくとも3:1の向上を示した。
発明の具体的説明 本発明の理解を容易にするために、添付図面に本発明の
好適実施例を示す。図面並びに以下の説明を考慮すれ
ば、本発明の構成および作動ならびにその効果が明瞭に
理解できるはずである。
好適実施例を示す。図面並びに以下の説明を考慮すれ
ば、本発明の構成および作動ならびにその効果が明瞭に
理解できるはずである。
第１図にガスターボファンエンジン20を概略して図示し
てある。ターボファンエンジンは当業界でよく知られて
いるが、エンジン20の作動を簡潔に説明することはこれ
から記載する発明の背景となる様々な構成部品の関係を
認識するのに役立つであろう。基本的にはエンジン20を
構成しているのは、コアエンジン22、回転可能なファン
羽根26の段を含むファン24、コアエンジン22の下流に位
置し、シャフト30を介してファン24に連結されたファン
タービン28であると考えてよい。コアエンジン22は、ロ
ータ34を有する軸流圧縮機32を含む。空気は第１図の左
側から太い矢印で示した方向へ入口36へ入り、まずファ
ンブレード26で圧縮される。
てある。ターボファンエンジンは当業界でよく知られて
いるが、エンジン20の作動を簡潔に説明することはこれ
から記載する発明の背景となる様々な構成部品の関係を
認識するのに役立つであろう。基本的にはエンジン20を
構成しているのは、コアエンジン22、回転可能なファン
羽根26の段を含むファン24、コアエンジン22の下流に位
置し、シャフト30を介してファン24に連結されたファン
タービン28であると考えてよい。コアエンジン22は、ロ
ータ34を有する軸流圧縮機32を含む。空気は第１図の左
側から太い矢印で示した方向へ入口36へ入り、まずファ
ンブレード26で圧縮される。
ファンカウルまたはナセル38はエンジン20の前部を囲
み、コアエンジンカウル42のまわりにほぼ等角度をおい
て配置された複数の半径方向外方に延在する出口案内翼
組立体40（１枚のみ図示）によりエンジン20の前部に連
結されている。ファン羽根26から出てくる比較的低温低
圧の圧縮空気の第１部分は、コアエンジンカウル42とフ
ァンカウル38で画定されたファンバイパスダクト44に入
り、ファンノズル46から排出される。圧縮空気の第２部
分は、コアエンジン入口48に入り、軸流圧縮機32でさら
に圧縮され、燃焼機50に送られ、ここで燃料と混合され
燃焼して高エネルギー燃焼ガスを生成し、これによりコ
ア（または高圧）エンジンタービン52を駆動する。ター
ビン52は通常のようにガスタービンエンジンのシャフト
35を介してロータ34を駆動する。高温の燃焼ガスは次に
ファン（または低圧）タービン28を通過してこれを駆動
し、そのファン（または低圧）タービン28はファン24を
駆動する。こうして、ファンバイパスダクト44からファ
ンノズル46を経て空気を噴射するファン24の働きと、プ
ラグ56とコアエンジン22のカウル42の一部により形成さ
れたコアエンジンノズル54からの燃焼ガスの排出とによ
り推進力が得られる。エンジン20内のさまざまなガスの
圧力が、エンジンの軸方向中心線58に沿った位置の関数
として変化することがわかる。エンジンの種々の部分お
よびその中の圧力を互いに隔離するために、回転ラビリ
ンスシールを用いるのが通例である。
み、コアエンジンカウル42のまわりにほぼ等角度をおい
て配置された複数の半径方向外方に延在する出口案内翼
組立体40（１枚のみ図示）によりエンジン20の前部に連
結されている。ファン羽根26から出てくる比較的低温低
圧の圧縮空気の第１部分は、コアエンジンカウル42とフ
ァンカウル38で画定されたファンバイパスダクト44に入
り、ファンノズル46から排出される。圧縮空気の第２部
分は、コアエンジン入口48に入り、軸流圧縮機32でさら
に圧縮され、燃焼機50に送られ、ここで燃料と混合され
燃焼して高エネルギー燃焼ガスを生成し、これによりコ
ア（または高圧）エンジンタービン52を駆動する。ター
ビン52は通常のようにガスタービンエンジンのシャフト
35を介してロータ34を駆動する。高温の燃焼ガスは次に
ファン（または低圧）タービン28を通過してこれを駆動
し、そのファン（または低圧）タービン28はファン24を
駆動する。こうして、ファンバイパスダクト44からファ
ンノズル46を経て空気を噴射するファン24の働きと、プ
ラグ56とコアエンジン22のカウル42の一部により形成さ
れたコアエンジンノズル54からの燃焼ガスの排出とによ
り推進力が得られる。エンジン20内のさまざまなガスの
圧力が、エンジンの軸方向中心線58に沿った位置の関数
として変化することがわかる。エンジンの種々の部分お
よびその中の圧力を互いに隔離するために、回転ラビリ
ンスシールを用いるのが通例である。
第２図に、回転ラビリンスシールが典型的に用いられる
航空機ガスタービンエンジンの一部分である高圧タービ
ン部分60の一部を示す。高圧タービン60は、第１段のタ
ービンディスク64に適切に装着された、複数の半径方向
に延在する第１段の羽根を含み、その１つの羽根を符号
62で示してある。高圧タービン60は、第２段のタービン
ディスク68に適切に装着された、複数の半径方向に延在
する第２段の羽根も含み、その１つの羽根を符号66で示
してある。第１段の羽根62および第１段のディスク64
は、第２段のブレード66および第２段のディスク68より
上流に位置する。高圧タービン60内の高熱ガスは上流か
ら下流へ、すなわち第２図の左から右へ流れる。
航空機ガスタービンエンジンの一部分である高圧タービ
ン部分60の一部を示す。高圧タービン60は、第１段のタ
ービンディスク64に適切に装着された、複数の半径方向
に延在する第１段の羽根を含み、その１つの羽根を符号
62で示してある。高圧タービン60は、第２段のタービン
ディスク68に適切に装着された、複数の半径方向に延在
する第２段の羽根も含み、その１つの羽根を符号66で示
してある。第１段の羽根62および第１段のディスク64
は、第２段のブレード66および第２段のディスク68より
上流に位置する。高圧タービン60内の高熱ガスは上流か
ら下流へ、すなわち第２図の左から右へ流れる。
高圧タービン60にはさらに、回転ラビリンスシール70と
静止要素または静止シール71が含まれる。回転ラビリン
スシール70は、第１段のタービンディスク64と第２段の
タービンディスク68の間に適切に装着されている。固定
の静止シール71は第２段のノズル73にとりつけられてい
る。第１段のノズル（図示せず）が第１段の羽根の上流
側に位置する。
静止要素または静止シール71が含まれる。回転ラビリン
スシール70は、第１段のタービンディスク64と第２段の
タービンディスク68の間に適切に装着されている。固定
の静止シール71は第２段のノズル73にとりつけられてい
る。第１段のノズル（図示せず）が第１段の羽根の上流
側に位置する。
回転ラビリンスシール70は、基部72と、基部72の外周面
75から半径方向に延在する複数のシール歯74から構成さ
れる。シール歯74の外周は、静止要素71の内周に対しわ
ずかな公差で回転し、第１段プレナム61と第２段プレナ
ム63との間の封じを達成している。図示した基部72は環
状の形状を有し、ほぼ弓形の断面を有するが、ガスター
ビンエンジンには他の形状のものも用いられる。シール
歯74はシール70に溶接などでとりつけてもシール70と一
体に機械加工してもよく、基部72上で軸方向中心線58の
まわりに円周方向にリング状に延在している。
75から半径方向に延在する複数のシール歯74から構成さ
れる。シール歯74の外周は、静止要素71の内周に対しわ
ずかな公差で回転し、第１段プレナム61と第２段プレナ
ム63との間の封じを達成している。図示した基部72は環
状の形状を有し、ほぼ弓形の断面を有するが、ガスター
ビンエンジンには他の形状のものも用いられる。シール
歯74はシール70に溶接などでとりつけてもシール70と一
体に機械加工してもよく、基部72上で軸方向中心線58の
まわりに円周方向にリング状に延在している。
本発明の各シール歯74は、第3A図により詳しく示したよ
うに本体部77と先端部78を有する。各本体部77はほぼ平
行な本体壁79および80を有し、これらの壁は基部から半
径方向に延在しかつエンジンの中心軸線のまわりに円周
方向に延在する。本体部77は本体周壁（または本体周
面）82および84も有し、これらの周壁は先端部78の両側
で本体部77の外周にそって延在する。
うに本体部77と先端部78を有する。各本体部77はほぼ平
行な本体壁79および80を有し、これらの壁は基部から半
径方向に延在しかつエンジンの中心軸線のまわりに円周
方向に延在する。本体部77は本体周壁（または本体周
面）82および84も有し、これらの周壁は先端部78の両側
で本体部77の外周にそって延在する。
各々の先端部78は、ほぼ平行で半径方向に延在する先端
壁86および88を有し、これらの壁は本体周壁82および84
から半径方向に延在している。先端部78はさらに先端周
面90を有し、この周面は先端壁86および86が終端する先
端部78の外周にそって延在し、この周面90は本体周壁8
2、84と同軸である。第3A図に示した本発明のシール歯7
4とは対照的に、第3B図に示す従来のシール歯74′は一
般に截頭三角形のものである。通常、θは15゜程度で、
先端周面90′の幅（tt′）は、0.038cm（0.015インチ）
程度である。
壁86および88を有し、これらの壁は本体周壁82および84
から半径方向に延在している。先端部78はさらに先端周
面90を有し、この周面は先端壁86および86が終端する先
端部78の外周にそって延在し、この周面90は本体周壁8
2、84と同軸である。第3A図に示した本発明のシール歯7
4とは対照的に、第3B図に示す従来のシール歯74′は一
般に截頭三角形のものである。通常、θは15゜程度で、
先端周面90′の幅（tt′）は、0.038cm（0.015インチ）
程度である。
本発明によれば、亀裂の進行を効果的におさえるため
に、本体壁79、80間の距離（本体部の厚さ、tb）および
先端壁86、88間の距離（先端部の厚さ、tt）との比が少
なくとも約5:1でなくてはならない。好ましくは、先端
壁86、88は本体周壁82、84に移行部（フィレット）の丸
みがないようにつながるべきであるが、疲労抵抗を得る
ためにはこの継目がある程度の半径を有するのが望まし
い。継目またはフィレット半径trとしては先端部の厚さ
ttとほぼ等しい半径が好ましいことを確かめた。
に、本体壁79、80間の距離（本体部の厚さ、tb）および
先端壁86、88間の距離（先端部の厚さ、tt）との比が少
なくとも約5:1でなくてはならない。好ましくは、先端
壁86、88は本体周壁82、84に移行部（フィレット）の丸
みがないようにつながるべきであるが、疲労抵抗を得る
ためにはこの継目がある程度の半径を有するのが望まし
い。継目またはフィレット半径trとしては先端部の厚さ
ttとほぼ等しい半径が好ましいことを確かめた。
第４図に、本発明のシール歯の有効性を示す。このグラ
フには、亀裂の長さを張力−張力疲れサイクルの関数と
してプロットしてある。張力−張力試験は、エンジン作
動時に通常このようなシールがさらされる。疲れから生
じるフープ応力を模している。θ＝15゜、tt′＝0.038c
m（0.015インチ）の従来のシール歯のセグメントと、tt
＝0.038cm（0.015インチ）、tb＝0.203cm（0.080イン
チ）そしてtr＝0.038cm（0.015インチ）の本発明のシー
ル歯のセグメントとを比較試験した。歯の材料は、シー
ル製造材料として典型的なニッケル合金であり、初期亀
裂長さ（Ｘ）は0.051cm（0.020インチ）であった。ここ
で、N1＝6,000サイクル、N2＝N1×2.95＝17,700サイク
ルであった。第４図に示したように、本発明のシール歯
は、従来のシール歯に比し、破損するまでのサイクルが
3:1も改善された。
フには、亀裂の長さを張力−張力疲れサイクルの関数と
してプロットしてある。張力−張力試験は、エンジン作
動時に通常このようなシールがさらされる。疲れから生
じるフープ応力を模している。θ＝15゜、tt′＝0.038c
m（0.015インチ）の従来のシール歯のセグメントと、tt
＝0.038cm（0.015インチ）、tb＝0.203cm（0.080イン
チ）そしてtr＝0.038cm（0.015インチ）の本発明のシー
ル歯のセグメントとを比較試験した。歯の材料は、シー
ル製造材料として典型的なニッケル合金であり、初期亀
裂長さ（Ｘ）は0.051cm（0.020インチ）であった。ここ
で、N1＝6,000サイクル、N2＝N1×2.95＝17,700サイク
ルであった。第４図に示したように、本発明のシール歯
は、従来のシール歯に比し、破損するまでのサイクルが
3:1も改善された。
本発明は以上図示し説明し、特許請求の範囲に特定した
幾つかの新規な特徴と部品の組合せからなる。本発明の
要旨から逸脱することなく、また本発明の利点を犠牲に
することなく、細部の種々の変更が可能である。
幾つかの新規な特徴と部品の組合せからなる。本発明の
要旨から逸脱することなく、また本発明の利点を犠牲に
することなく、細部の種々の変更が可能である。
第１図は航空機用ガスターボファンエンジンの簡略化し
た部分断面側面図、 第２図はガスタービンエンジンの典型的な２段高圧ター
ビンの部分断面図、 第3A図は回転ラビリンスシールに用いる本発明の段付歯
の部分断面図、 第3B図は回転ラビリンスシールの従来の典型的な歯の部
分断面図、そして 第４図は２つの回転ラビリンスシール歯の形状について
の、亀裂の長さ対張力−張力疲れサイクルのグラフであ
る。 （符号の説明） 70……回転ラビリンスシール、72……基部、74……シー
ル歯、75……基部の外周面、77……本体部、78……先端
部、79,80……本体壁、82,84……本体周壁（本体周
面）、86,88……先端壁、90……先端周面
た部分断面側面図、 第２図はガスタービンエンジンの典型的な２段高圧ター
ビンの部分断面図、 第3A図は回転ラビリンスシールに用いる本発明の段付歯
の部分断面図、 第3B図は回転ラビリンスシールの従来の典型的な歯の部
分断面図、そして 第４図は２つの回転ラビリンスシール歯の形状について
の、亀裂の長さ対張力−張力疲れサイクルのグラフであ
る。 （符号の説明） 70……回転ラビリンスシール、72……基部、74……シー
ル歯、75……基部の外周面、77……本体部、78……先端
部、79,80……本体壁、82,84……本体周壁（本体周
面）、86,88……先端壁、90……先端周面
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 メルビン・ババ アメリカ合衆国、オハイオ州、シンシナテ イ、オーク・ビスタ・ドライブ、5629番 (56)参考文献 特開 昭51−22961（ＪＰ，Ａ) 実公 昭55−42048（ＪＰ，Ｙ２)
Claims (3)
- 【請求項１】外周面（75）を有する基部（72）と、 上記外周面と一体であって上記基部の外周面の回りに円
周方向に延在する複数の半径方向に向いたシール歯（7
4）とからなり、 上記シール歯の各々が本体部（77）と先端部（78）とを
有し、該本体部が該先端部よりかなり厚く、上記本体部
の各々が、ほぼ平行な半径方向に延在する１対の本体壁
（79,80）を有し、これらの本体壁間の距離（tb）が上
記本体部の厚さであり、 上記先端部の各々が、互いにほぼ平行でかつ上記本体壁
にほぼ平行な半径方向に延在する１対の先端壁（86,8
8）を有し、これらの先端壁間の距離（tt）が上記先端
部の厚さであり、上記先端壁が円周方向に延在する先端
周面（90）で終端し、上記本体部が更にその関連する上
記先端部の両側に上記本体部の外周に沿って存在する、
かつ前記先端周面（90）と同軸である本体周面（82,8
4）を含んでいて、上記先端壁（86,88）がそれぞれ上記
本体周面（82,84）に、丸みをつけたフィレットでつな
がっているガスタービン用ラビリンスシール（70）。 - 【請求項２】上記本体部の厚さと上記先端部の厚さとの
比が少なくとも約5:1である特許請求の範囲第１項に記
載の回転ラビリンスシール。 - 【請求項３】それぞれのフィレットが上記先端部の厚さ
にほぼ等しい半径を有する、特許請求の範囲第１項に記
載の回転ラビリンスシール。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US61662684A | 1984-06-04 | 1984-06-04 | |
| US616626 | 1984-06-04 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
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