JPH0913904A - セラミック製タービン動翼 - Google Patents
セラミック製タービン動翼Info
- Publication number
- JPH0913904A JPH0913904A JP16028795A JP16028795A JPH0913904A JP H0913904 A JPH0913904 A JP H0913904A JP 16028795 A JP16028795 A JP 16028795A JP 16028795 A JP16028795 A JP 16028795A JP H0913904 A JPH0913904 A JP H0913904A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- turbine
- blade
- tip
- ceramic
- abradable seal
- 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.)
- Pending
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
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/14—Form or construction
- F01D5/20—Specially-shaped blade tips to seal space between tips and stator
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【目的】 タービンの始動時にタービン動翼先端がアプ
レーダブルシールに当ったとき積極的にアブレーダブル
シールを削り取りタービン動翼先端に大きな反力がかか
らないようにする。 【構成】 セラミック製のタービン動翼の先端の端面を
サクションサイドが高く、パワーサイドが低い傾斜面と
するか端面をやすり状の凸凹面とする。
レーダブルシールに当ったとき積極的にアブレーダブル
シールを削り取りタービン動翼先端に大きな反力がかか
らないようにする。 【構成】 セラミック製のタービン動翼の先端の端面を
サクションサイドが高く、パワーサイドが低い傾斜面と
するか端面をやすり状の凸凹面とする。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は高温のガスタービンに使
用されるセラミック製タービン動翼に関する。
用されるセラミック製タービン動翼に関する。
【０００２】
【従来の技術】近年熱効率向上のためガスタービンの高
温化が計画されている。現在計画されているのはタービ
ン入口温度（ＴＩＴ）が１２００℃程度のもので、将来
的には１３５０℃まで上昇する。
温化が計画されている。現在計画されているのはタービ
ン入口温度（ＴＩＴ）が１２００℃程度のもので、将来
的には１３５０℃まで上昇する。
【０００３】このような高温では金属製の動翼は限界を
越えることになるのでセラミック製タービン動翼が計画
されている。
越えることになるのでセラミック製タービン動翼が計画
されている。
【０００４】上記タービン動翼先端とタービンケーシン
グ内周面との隙間は、そこから作動ガスが漏れるとター
ビン効率が低下するため、できるだけ狭い方が好まし
い。しかし、余りに狭ま過ぎると、タービンディスクの
高速回転により動翼が伸びてその先端がケーシングの内
周面に接触し、動翼が破損する虞がある。
グ内周面との隙間は、そこから作動ガスが漏れるとター
ビン効率が低下するため、できるだけ狭い方が好まし
い。しかし、余りに狭ま過ぎると、タービンディスクの
高速回転により動翼が伸びてその先端がケーシングの内
周面に接触し、動翼が破損する虞がある。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】そこで、本出願人は、
先にタービンケーシング内周面にセラミック多孔体から
なるアブレーダブルシールを設け、タービン動翼先端が
接触したとき動翼に損傷を与えることなく、そのアブレ
ーダブルシールのみが削れるようにしたものを提案した
（特願平５−１５８３６３号および特願平６−１１６８
５５号）。
先にタービンケーシング内周面にセラミック多孔体から
なるアブレーダブルシールを設け、タービン動翼先端が
接触したとき動翼に損傷を与えることなく、そのアブレ
ーダブルシールのみが削れるようにしたものを提案した
（特願平５−１５８３６３号および特願平６−１１６８
５５号）。
【０００６】セラミック多孔体の製造方法については上
述の特許出願の明細書に詳述しているように、例えば窒
化けい素粉に焼結助剤としてアルミナ粉末、イットリヤ
粉末を混ぜ合わせてＣＩＰ等で成形し、１４００℃〜２
０００℃の窒素雰囲気中で焼結する。気孔率は３０％程
度が好ましく切削性が良好である。
述の特許出願の明細書に詳述しているように、例えば窒
化けい素粉に焼結助剤としてアルミナ粉末、イットリヤ
粉末を混ぜ合わせてＣＩＰ等で成形し、１４００℃〜２
０００℃の窒素雰囲気中で焼結する。気孔率は３０％程
度が好ましく切削性が良好である。
【０００７】一方セラミック製タービン動翼は脆性で伸
びが期待できないので局所的に過大な応力がかからない
ように動翼のタービンディスクへの植込部の肩部やプラ
ットフォームの裏面に緩衝材を配することが提案されて
いる（特願平６−１５２１１２号、特願平６−２３１３
３６号）。従ってガスタービンの運転を開始すると遠心
力や熱の影響のため、これらの緩衝材が変形したりター
ビンディスクの熱膨張などのため動翼の先端はタービン
１回転当り１×１０-6ｍｍ程度の速度で外方に伸びると
考えられている。
びが期待できないので局所的に過大な応力がかからない
ように動翼のタービンディスクへの植込部の肩部やプラ
ットフォームの裏面に緩衝材を配することが提案されて
いる（特願平６−１５２１１２号、特願平６−２３１３
３６号）。従ってガスタービンの運転を開始すると遠心
力や熱の影響のため、これらの緩衝材が変形したりター
ビンディスクの熱膨張などのため動翼の先端はタービン
１回転当り１×１０-6ｍｍ程度の速度で外方に伸びると
考えられている。
【０００８】タービン動翼が伸びる結果運転開始して所
要時間経過するとタービン動翼先端がアブレーダブルシ
ールに当ることになる。この場合タービン動翼先端の端
面の全面が同時にアブレーダブルシールに面接触する
と、先端部でアブレーダブルシールを削り取るよりも、
むしろ端面がアブレーダブルシール内に押し込まれター
ビン動翼は回転方向と反対方向に大きな力を受けて曲げ
モーメントが働く。その結果タービン動翼は曲げ振動を
起し、タービン動翼先端とアブレーダブルシール表面と
が間欠的に当ることになり、遂にはタービン動翼の植込
部の肩部近傍で折れてしまう。
要時間経過するとタービン動翼先端がアブレーダブルシ
ールに当ることになる。この場合タービン動翼先端の端
面の全面が同時にアブレーダブルシールに面接触する
と、先端部でアブレーダブルシールを削り取るよりも、
むしろ端面がアブレーダブルシール内に押し込まれター
ビン動翼は回転方向と反対方向に大きな力を受けて曲げ
モーメントが働く。その結果タービン動翼は曲げ振動を
起し、タービン動翼先端とアブレーダブルシール表面と
が間欠的に当ることになり、遂にはタービン動翼の植込
部の肩部近傍で折れてしまう。
【０００９】本発明は上記問題に鑑み案出されたもの
で、タービンの始動時にタービン動翼先端がアブレーダ
ブルシールに当ったとき積極的にアブレーダブルシール
を削り取り、タービン動翼先端に大きな反力がかからな
いようにする形状のセラミック製タービン動翼を提供す
ることを目的とする。
で、タービンの始動時にタービン動翼先端がアブレーダ
ブルシールに当ったとき積極的にアブレーダブルシール
を削り取り、タービン動翼先端に大きな反力がかからな
いようにする形状のセラミック製タービン動翼を提供す
ることを目的とする。
【００１０】
【課題を解決するための手段】上記目的を達成するため
本願の第１発明のセラミック製タービン動翼は、放射状
に配置されたセラミック製タービン動翼の外方を囲繞し
て配置された筒状のタービンケーシングの内周面に、上
記タービン動翼の先端が接触したときに摩耗するセラミ
ック多孔体からなるアブレーダブルシールを有するガス
タービンに使用されるセラミック製タービン動翼であっ
て、該セラミック製タービン動翼の先端部の端面はサク
ションサイドが高く、パワーサイドが低い傾斜面となっ
ており、上記アブレーダブルシールとタービン動翼とが
接触するとき動翼先端のサクションサイドで線接触する
ようになっている。
本願の第１発明のセラミック製タービン動翼は、放射状
に配置されたセラミック製タービン動翼の外方を囲繞し
て配置された筒状のタービンケーシングの内周面に、上
記タービン動翼の先端が接触したときに摩耗するセラミ
ック多孔体からなるアブレーダブルシールを有するガス
タービンに使用されるセラミック製タービン動翼であっ
て、該セラミック製タービン動翼の先端部の端面はサク
ションサイドが高く、パワーサイドが低い傾斜面となっ
ており、上記アブレーダブルシールとタービン動翼とが
接触するとき動翼先端のサクションサイドで線接触する
ようになっている。
【００１１】また本願の第２発明のセラミック製タービ
ン動翼は、放射状に配置されたセラミック製タービン動
翼の外方を囲繞して配置された筒状のタービンケーシン
グの内周面に、上記タービン動翼の先端が接触したとき
に摩耗するセラミック多孔体からなるアブレーダブルシ
ールを有するガスタービンに使用されるセラミック製タ
ービン動翼であって、該セラミック製タービン動翼の先
端部端面はやすり状に小突起が多数設けられた凸凹面と
なっていて、アブレーダブルシールとタービン動翼先端
が接触したとき、タービン動翼先端部でアブレーダブル
シールを削るようになっている。
ン動翼は、放射状に配置されたセラミック製タービン動
翼の外方を囲繞して配置された筒状のタービンケーシン
グの内周面に、上記タービン動翼の先端が接触したとき
に摩耗するセラミック多孔体からなるアブレーダブルシ
ールを有するガスタービンに使用されるセラミック製タ
ービン動翼であって、該セラミック製タービン動翼の先
端部端面はやすり状に小突起が多数設けられた凸凹面と
なっていて、アブレーダブルシールとタービン動翼先端
が接触したとき、タービン動翼先端部でアブレーダブル
シールを削るようになっている。
【００１２】第２発明の凸凹面の小突起は円錐状であっ
てもよいし山形の筋状であってもよい。
てもよいし山形の筋状であってもよい。
【００１３】
【作用】ガスタービン始動時にタービン動翼が伸びてア
ブレーダブルシールに当るが、タービン動翼と線接触ま
たは点接触となるので接触面圧が高く、アブレーダブル
シールはその部分で微小な自己破壊を起す。タービン動
翼先端の接触点の近傍には、逃げがあるのでアブレーダ
ブルシールの微小な破壊片は容易にアブレーダブルシー
ルの表面から離脱する。従ってアブレーダブルシールは
タービン動翼により容易に削られ、しかもタービン動翼
とアブレーダブルシールとの摩擦力が小さいのでタービ
ン動翼に大きな曲げ応力が発生することがない。
ブレーダブルシールに当るが、タービン動翼と線接触ま
たは点接触となるので接触面圧が高く、アブレーダブル
シールはその部分で微小な自己破壊を起す。タービン動
翼先端の接触点の近傍には、逃げがあるのでアブレーダ
ブルシールの微小な破壊片は容易にアブレーダブルシー
ルの表面から離脱する。従ってアブレーダブルシールは
タービン動翼により容易に削られ、しかもタービン動翼
とアブレーダブルシールとの摩擦力が小さいのでタービ
ン動翼に大きな曲げ応力が発生することがない。
【００１４】
【実施例】以下本発明の一実施例について図面を参照し
つつ説明する。図１はタービン動翼の正面図である。図
中１はシュラウドリング、２はアブレーダブルシール、
３はタービン動翼、４はタービンディスクである。また
矢印は回転方向を示す。アブレーダブルシール２は切削
容易なセラミック多孔体で、シュラウドリング１に内接
して取り付けられており、３ｍｍ程度の厚さを有してい
る。タービンディスク４は金属製で、外周に多数の溝４
ａを有しており、その溝にタービン動翼の植込部３ｂを
挿入してタービン動翼３を支持している。タービン動翼
３は翼部３ａ、プラットフォーム３ｆ、植込部３ｂを有
しており、タービン動翼３がセラミック製の場合には、
タービンディスクとの熱膨張係数の差などを吸収するた
め植込部３ｂの肩部３ｃと溝４ａとの間にクッション性
をもたせるため白金、インコネルなどの薄板（５０〜１
５０μｍ厚さ）を挿入する。またプラットフォーム３ｆ
裏面とタービンディスク４外周との間にもセラミックク
ロスなどの緩衝材を挿入する場合がある。
つつ説明する。図１はタービン動翼の正面図である。図
中１はシュラウドリング、２はアブレーダブルシール、
３はタービン動翼、４はタービンディスクである。また
矢印は回転方向を示す。アブレーダブルシール２は切削
容易なセラミック多孔体で、シュラウドリング１に内接
して取り付けられており、３ｍｍ程度の厚さを有してい
る。タービンディスク４は金属製で、外周に多数の溝４
ａを有しており、その溝にタービン動翼の植込部３ｂを
挿入してタービン動翼３を支持している。タービン動翼
３は翼部３ａ、プラットフォーム３ｆ、植込部３ｂを有
しており、タービン動翼３がセラミック製の場合には、
タービンディスクとの熱膨張係数の差などを吸収するた
め植込部３ｂの肩部３ｃと溝４ａとの間にクッション性
をもたせるため白金、インコネルなどの薄板（５０〜１
５０μｍ厚さ）を挿入する。またプラットフォーム３ｆ
裏面とタービンディスク４外周との間にもセラミックク
ロスなどの緩衝材を挿入する場合がある。
【００１５】図２は図１のＡ−Ａ矢視端面図である。タ
ービン動翼３の先端端面３ｇまたは断面は図２に示すよ
うに勾玉状をしており腹側をパワーサイド３ｄ、背側を
サクションサイド３ｅという。
ービン動翼３の先端端面３ｇまたは断面は図２に示すよ
うに勾玉状をしており腹側をパワーサイド３ｄ、背側を
サクションサイド３ｅという。
【００１６】図３は図２のＢ−Ｂ矢視断面図である。図
のようにタービン動翼３先端の端面３ｇはサクションサ
イド３ｅが高く、パワーサイド３ｄが低い傾斜面となっ
ている。θは傾斜面の逃げ角でありｔは先端部の厚さ
（ｍｍ）である。逃げ角θは理論的には θ＞arctan（ｖ／ｔ） であればよい。ここでｖはタービン１回転当りの動翼の
始動時の伸びの速度でｖ＝１×１０-6ｍｍ程度と考えら
れている。arctanｖ／ｔは非常に小さな数字であり、実
用的にはθ＞０．１°程度であればよく、先端の強度に
影響を与えることはない。
のようにタービン動翼３先端の端面３ｇはサクションサ
イド３ｅが高く、パワーサイド３ｄが低い傾斜面となっ
ている。θは傾斜面の逃げ角でありｔは先端部の厚さ
（ｍｍ）である。逃げ角θは理論的には θ＞arctan（ｖ／ｔ） であればよい。ここでｖはタービン１回転当りの動翼の
始動時の伸びの速度でｖ＝１×１０-6ｍｍ程度と考えら
れている。arctanｖ／ｔは非常に小さな数字であり、実
用的にはθ＞０．１°程度であればよく、先端の強度に
影響を与えることはない。
【００１７】図４は本願の他の実施例を示すものであ
り、タービン動翼の先端部の側面断面図である。図に示
すようにタービン動翼先端の端面はやすり状に小突起が
多数設けられた凸凹面となっている。小突起の形状は円
錐状でもよいし、山形の筋状であってもよいし、その他
鋭い先端部を有する形状であればよい。
り、タービン動翼の先端部の側面断面図である。図に示
すようにタービン動翼先端の端面はやすり状に小突起が
多数設けられた凸凹面となっている。小突起の形状は円
錐状でもよいし、山形の筋状であってもよいし、その他
鋭い先端部を有する形状であればよい。
【００１８】次に本実施例の作用を説明するタービンの
始動時には熱膨張や遠心力による緩衝材の変形などのた
めタービン動翼３先端が伸びてアブレーダブルシール２
に当る。本願発明では先端の端面３ｇはサクションサイ
ド３ｅが高く、パワーサイド３ｄが低く逃げ角θをもっ
ているので、タービン動翼３のサクションサイド３ｅの
先端のみがアブレーダブルシール２に当る。従ってター
ビン動翼３先端とアブレーダブルシール２とは線接触す
ることになり、接触面の面積が狭いので接触面圧は高く
なる。アブレーダブルシール２はその部分で微小な自己
破壊を起す。このとき先端端面は逃げ角θを持っている
ので微小な破壊片は容易にアブレーダブルシール２の表
面から離脱する。即ちアブレーダブルシール２はタービ
ン動翼３先端により容易に削られる。このときアブレー
ダブルシール２がタービン動翼３先端におよぼす摩擦力
また切削力は小さいのでタービン動翼３に大きな曲げ応
力が発生することはない。さらにタービン動翼３に働く
曲げ応力はサクションサイド３ｅが引張り応力、パワー
サイド３ｄが圧縮応力であり、アブレーダブルシール２
がタービン動翼３のサクションサイド３ｅ先端に及ぼす
翼の高さ方向の応力は圧縮応力なので曲げモーメントの
引張り応力を相殺する方向に動く。従ってタービン動翼
が破損することもない。
始動時には熱膨張や遠心力による緩衝材の変形などのた
めタービン動翼３先端が伸びてアブレーダブルシール２
に当る。本願発明では先端の端面３ｇはサクションサイ
ド３ｅが高く、パワーサイド３ｄが低く逃げ角θをもっ
ているので、タービン動翼３のサクションサイド３ｅの
先端のみがアブレーダブルシール２に当る。従ってター
ビン動翼３先端とアブレーダブルシール２とは線接触す
ることになり、接触面の面積が狭いので接触面圧は高く
なる。アブレーダブルシール２はその部分で微小な自己
破壊を起す。このとき先端端面は逃げ角θを持っている
ので微小な破壊片は容易にアブレーダブルシール２の表
面から離脱する。即ちアブレーダブルシール２はタービ
ン動翼３先端により容易に削られる。このときアブレー
ダブルシール２がタービン動翼３先端におよぼす摩擦力
また切削力は小さいのでタービン動翼３に大きな曲げ応
力が発生することはない。さらにタービン動翼３に働く
曲げ応力はサクションサイド３ｅが引張り応力、パワー
サイド３ｄが圧縮応力であり、アブレーダブルシール２
がタービン動翼３のサクションサイド３ｅ先端に及ぼす
翼の高さ方向の応力は圧縮応力なので曲げモーメントの
引張り応力を相殺する方向に動く。従ってタービン動翼
が破損することもない。
【００１９】図４に示す他の実施例の場合もタービン動
翼先端端面３ｇはやすり状の凸凹面になっているのでタ
ービン動翼３先端で容易にアブレーダブルシール２を削
り取ることができ、しかもアブレーダブルシール２がタ
ービン動翼３におよぼす反力も小さい。
翼先端端面３ｇはやすり状の凸凹面になっているのでタ
ービン動翼３先端で容易にアブレーダブルシール２を削
り取ることができ、しかもアブレーダブルシール２がタ
ービン動翼３におよぼす反力も小さい。
【００２０】
【発明の効果】以上述べたように本発明のセラミック製
タービン動翼は先端端面はサクションサイドが高くパワ
ーサイドが低い傾斜面となっているか、やすり状に小突
起が多数設けられているのでタービン動翼先端でアブレ
ーダブルシールを容易に削り取り、アブレーダブルシー
ルがタービン動翼におよぼす反力も小さいのでタービン
動翼に大きな曲げモーメントがかかることがなく、セラ
ミック製タービン動翼が折損事故を起すおそれがないな
どの優れた効果がある。
タービン動翼は先端端面はサクションサイドが高くパワ
ーサイドが低い傾斜面となっているか、やすり状に小突
起が多数設けられているのでタービン動翼先端でアブレ
ーダブルシールを容易に削り取り、アブレーダブルシー
ルがタービン動翼におよぼす反力も小さいのでタービン
動翼に大きな曲げモーメントがかかることがなく、セラ
ミック製タービン動翼が折損事故を起すおそれがないな
どの優れた効果がある。
【図１】タービン動翼の正面図である。
【図２】図１のＡ−Ａ矢視端面図である。
【図３】図２のＢ−Ｂ矢視断面図である。
【図４】他の実施例を示し、タービン動翼の先端部の断
面図である。
面図である。
２ アブレーダブルシール ３ タービン動翼 ３ｄ タービン動翼のパワーサイド ３ｅ タービン動翼のサクションサイド ３ｇ タービン動翼先端部の端面
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 崎田 武史 東京都江東区豊洲３丁目１番15号 石川島 播磨重工業株式会社技術研究所内 (72)発明者 飯岡 佳美 東京都江東区豊洲３丁目１番15号 石川島 播磨重工業株式会社技術研究所内
Claims (4)
- 【請求項１】 放射状に配置されたセラミック製タービ
ン動翼の外方を囲繞して配置された筒状のタービンケー
シングの内周面に、上記タービン動翼の先端が接触した
ときに摩耗するセラミック多孔体からなるアブレーダブ
ルシールを有するガスタービンに使用されるセラミック
製タービン動翼であって、該セラミック製タービン動翼
の先端部の端面はサクションサイドが高く、パワーサイ
ドが低い傾斜面となっており、上記アブレーダブルシー
ルとタービン動翼とが接触するとき動翼先端のサクショ
ンサイドで線接触するようになっていることを特徴とす
るセラミック製タービン動翼。 - 【請求項２】 放射状に配置されたセラミック製タービ
ン動翼の外方を囲繞して配置された筒状のタービンケー
シングの内周面に、上記タービン動翼の先端が接触した
ときに摩耗するセラミック多孔体からなるアブレーダブ
ルシールを有するガスタービンに使用されるセラミック
製タービン動翼であって、該セラミック製タービン動翼
の先端部端面はやすり状に小突起が多数設けられた凸凹
面となっていて、アブレーダブルシールとタービン動翼
先端が接触したとき、タービン動翼先端部でアブレーダ
ブルシールを削るようになっていることを特徴とするセ
ラミック製タービン動翼。 - 【請求項３】 先端部端面の凸凹面の小突起は円錐状で
ある請求項２記載のセラミック製タービン動翼。 - 【請求項４】 先端部端面の凸凹面の小突起は山形の筋
である請求項２記載のセラミック製タービン動翼。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP16028795A JPH0913904A (ja) | 1995-06-27 | 1995-06-27 | セラミック製タービン動翼 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP16028795A JPH0913904A (ja) | 1995-06-27 | 1995-06-27 | セラミック製タービン動翼 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0913904A true JPH0913904A (ja) | 1997-01-14 |
Family
ID=15711729
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP16028795A Pending JPH0913904A (ja) | 1995-06-27 | 1995-06-27 | セラミック製タービン動翼 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH0913904A (ja) |
Cited By (13)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2002285801A (ja) * | 2001-03-27 | 2002-10-03 | Kyocera Corp | 組合せ部材及びガスタービン用部品 |
| EP2309098A1 (en) * | 2009-09-30 | 2011-04-13 | Siemens Aktiengesellschaft | Airfoil and corresponding guide vane, blade, gas turbine and turbomachine |
| WO2012025357A1 (en) * | 2010-08-23 | 2012-03-01 | Rolls-Royce Plc | Blade and corresponding fan |
| JP2013124664A (ja) * | 2011-12-15 | 2013-06-24 | General Electric Co <Ge> | 低延性タービンシュラウド用取付け装置 |
| WO2014096840A1 (en) * | 2012-12-19 | 2014-06-26 | Composite Technology And Applications Limited | An aerofoil structure with tip portion cutting edges |
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| US10465558B2 (en) | 2014-06-12 | 2019-11-05 | General Electric Company | Multi-piece shroud hanger assembly |
| US11668207B2 (en) | 2014-06-12 | 2023-06-06 | General Electric Company | Shroud hanger assembly |
-
1995
- 1995-06-27 JP JP16028795A patent/JPH0913904A/ja active Pending
Cited By (16)
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