RU2006146791A - Сборка турбинной лопатки для газотурбинного двигателя и газотурбинный статор, включающий данную сборку - Google Patents

Сборка турбинной лопатки для газотурбинного двигателя и газотурбинный статор, включающий данную сборку Download PDF

Info

Publication number
RU2006146791A
RU2006146791A RU2006146791/06A RU2006146791A RU2006146791A RU 2006146791 A RU2006146791 A RU 2006146791A RU 2006146791/06 A RU2006146791/06 A RU 2006146791/06A RU 2006146791 A RU2006146791 A RU 2006146791A RU 2006146791 A RU2006146791 A RU 2006146791A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
casing
pressure side
end cap
radial
high pressure
Prior art date
Application number
RU2006146791/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2448258C2 (ru
Inventor
Рональд Ральф КАЙРО (US)
Рональд Ральф КАЙРО
Original Assignee
Дженирал Электрик Компани (Us)
Дженирал Электрик Компани
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Дженирал Электрик Компани (Us), Дженирал Электрик Компани filed Critical Дженирал Электрик Компани (Us)
Publication of RU2006146791A publication Critical patent/RU2006146791A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2448258C2 publication Critical patent/RU2448258C2/ru

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
    • F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • F01D9/042—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector fixing blades to stators
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/60—Assembly methods
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/70—Shape
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/20—Oxide or non-oxide ceramics
    • F05D2300/21—Oxide ceramics
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/60—Properties or characteristics given to material by treatment or manufacturing
    • F05D2300/603—Composites; e.g. fibre-reinforced
    • 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
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T29/00—Metal working
    • Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
    • Y10T29/49316—Impeller making
    • Y10T29/4932—Turbomachine making
    • Y10T29/49321—Assembling individual fluid flow interacting members, e.g., blades, vanes, buckets, on rotary support member

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

1. Сборка (112) турбинной лопатки для газотурбинного двигателя, содержащая кожух (118) стороны низкого давления, имеющий переднюю кромку (122), заднюю кромку (123) и выпуклую поверхность между ними, кожух (120) стороны высокого давления, включающий в себя переднюю кромку (124), заднюю кромку (125) и вогнутую поверхность между ними, при этом передняя кромка кожуха стороны низкого давления и передняя кромка кожуха стороны высокого давления удерживаются относительно близко.2. Сборка (112) турбинной лопатки по п.1, в которой, по меньшей мере, один из кожуха (118) стороны низкого давления и кожуха (120) стороны высокого давления выполнен из керамического матричного композита.3. Сборка (112) турбинной лопатки по п.1, в которой каждая из упомянутых поверхностей дополнительно содержит радиальную внешнюю кромку (126, 128) и радиальную внутреннюю кромку (127, 129), и дополнительно имеются радиальная внешняя торцевая заглушка (132) для соединения с радиальными внешними кромками кожуха (118) стороны низкого давления и кожуха (120) стороны высокого давления, и радиальная внутренняя торцевая заглушка (134) для соединения с радиальными внутренними кромками кожуха стороны низкого давления и кожуха стороны высокого давления.4. Сборка (112) турбинной лопатки по п.1, дополнительно содержащая радиальную внешнюю торцевую заглушку (132), радиальную внутреннюю торцевую заглушку (134) и зажимной элемент (136) для удерживания кожуха (120) стороны высокого давления и кожуха (118) стороны низкого давления в, по существу, фиксированном положении друг относительно друга и относительно внешней торцевой заглушки и внутренней торцевой заглушки, при этом радиальная внутренняя торцевая заглушка

Claims (10)

1. Сборка (112) турбинной лопатки для газотурбинного двигателя, содержащая кожух (118) стороны низкого давления, имеющий переднюю кромку (122), заднюю кромку (123) и выпуклую поверхность между ними, кожух (120) стороны высокого давления, включающий в себя переднюю кромку (124), заднюю кромку (125) и вогнутую поверхность между ними, при этом передняя кромка кожуха стороны низкого давления и передняя кромка кожуха стороны высокого давления удерживаются относительно близко.
2. Сборка (112) турбинной лопатки по п.1, в которой, по меньшей мере, один из кожуха (118) стороны низкого давления и кожуха (120) стороны высокого давления выполнен из керамического матричного композита.
3. Сборка (112) турбинной лопатки по п.1, в которой каждая из упомянутых поверхностей дополнительно содержит радиальную внешнюю кромку (126, 128) и радиальную внутреннюю кромку (127, 129), и дополнительно имеются радиальная внешняя торцевая заглушка (132) для соединения с радиальными внешними кромками кожуха (118) стороны низкого давления и кожуха (120) стороны высокого давления, и радиальная внутренняя торцевая заглушка (134) для соединения с радиальными внутренними кромками кожуха стороны низкого давления и кожуха стороны высокого давления.
4. Сборка (112) турбинной лопатки по п.1, дополнительно содержащая радиальную внешнюю торцевую заглушку (132), радиальную внутреннюю торцевую заглушку (134) и зажимной элемент (136) для удерживания кожуха (120) стороны высокого давления и кожуха (118) стороны низкого давления в, по существу, фиксированном положении друг относительно друга и относительно внешней торцевой заглушки и внутренней торцевой заглушки, при этом радиальная внутренняя торцевая заглушка сконфигурирована для соединения с продольно ориентированным пазом (139) статора турбины, и радиальная внешняя торцевая заглушка сконфигурирована для соединения с продольно ориентированным пазом (138) статора турбины.
5. Сборка турбинной лопатки по п.1, в которой передняя и задняя кромки (122, 124 и 123, 125) содержат соответствующую сопряженную поверхность, образующую извилистую траекторию между ними, которая содержит, по меньшей мере, одно из перекрытия, выступа и паза, шевронной формы и уплотнительного элемента.
6. Сборка турбинной лопатки по п.1, в которой кожух (142) стороны высокого давления дополнительно содержит первый фланец (144, 143), проходящий от вогнутой поверхности, и кожух (140) стороны низкого давления дополнительно содержит второй фланец (150, 151), проходящий от выпуклой поверхности, при этом первый фланец сконфигурирован для соединения со вторым фланцем.
7. Сборка турбинной лопатки по п.6, дополнительно содержащая радиальную внешнюю платформу (176) статора турбины и радиальную внутреннюю платформу (174) статора турбины, при этом радиальная внутренняя платформа содержит продольно ориентированный паз (170) для приема кожуха (142) стороны высокого давления и кожуха (140) стороны низкого давления, и радиальная внешняя платформа содержит продольно ориентированный паз (172) для приема кожуха стороны высокого давления и кожуха стороны низкого давления.
8. Газотурбинный статор, содержащий сборку (112) лопатки, содержащую лопатку и заглушку (132, 134), при этом лопатка проходит радиально от заглушки и содержит кожух (120) стороны высокого давления и отдельный кожух (118) стороны низкого давления, и платформу (114, 116), сконфигурированную для приема сборки лопатки.
9. Газотурбинный статор по п.8, в котором кожух (120) стороны высокого давления включает в себя переднюю кромку (124), заднюю кромку (125) и вогнутую поверхность между ними, кожух (118) стороны низкого давления включает в себя переднюю кромку (122), заднюю кромку (123) и выпуклую поверхность между ними, при этом передняя кромка кожуха стороны низкого давления и передняя кромка кожуха стороны высокого давления зафиксированы относительно близко, и, по меньшей мере, один из кожуха стороны низкого давления и кожуха стороны высокого давления выполнен из керамического матричного композита, упомянутые поверхности дополнительно содержат радиальную внешнюю кромку (126, 128) и радиальную внутреннюю кромку (127, 129), и сборка (112) лопатки дополнительно содержит радиальную внешнюю торцевую заглушку (132) для соединения с радиальными внешними кромками кожуха стороны низкого давления и кожуха стороны высокого давления и радиальную внутреннюю торцевую заглушку (134) для соединения с радиальными внутренними кромками кожуха стороны низкого давления и кожуха стороны высокого давления.
10. Газотурбинный статор по п.8, дополнительно содержащий радиальную внешнюю торцевую заглушку (132), радиальную внутреннюю торцевую заглушку (134) и зажимной элемент (136) для удержания кожуха (120) стороны высокого давления и кожуха (118) стороны низкого давления в, по существу, фиксированном положении друг относительно друга и относительно внешней торцевой заглушки и внутренней торцевой заглушки и дополнительно имеются радиальная внешняя платформа (114) и радиальная внутренняя платформа (116), при этом радиальная внутренняя платформа содержит продольно ориентированный паз (139) для приема радиальной внутренней торцевой заглушки, и радиальная внешняя платформа содержит продольно ориентированный паз (138) для приема радиальной внешней торцевой заглушки, и передняя и задняя кромки (122, 124 и 123, 125) содержат соответствующую сопряженную поверхность, образующую извилистую траекторию между ними, которая содержит, по меньшей мере, один из элементов: перекрытие, выступ и паз, шевронная форма и уплотнительный элемент.
RU2006146791/06A 2006-01-03 2006-12-26 Сборка турбинной лопатки для газотурбинного двигателя и газотурбинный статор, включающий данную сборку RU2448258C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US11/325,077 US7648336B2 (en) 2006-01-03 2006-01-03 Apparatus and method for assembling a gas turbine stator
US11/325,077 2006-01-03

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2006146791A true RU2006146791A (ru) 2008-07-10
RU2448258C2 RU2448258C2 (ru) 2012-04-20

Family

ID=37671213

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2006146791/06A RU2448258C2 (ru) 2006-01-03 2006-12-26 Сборка турбинной лопатки для газотурбинного двигателя и газотурбинный статор, включающий данную сборку

Country Status (5)

Country Link
US (1) US7648336B2 (ru)
EP (1) EP1803901B1 (ru)
JP (1) JP5437561B2 (ru)
CN (1) CN101008325B (ru)
RU (1) RU2448258C2 (ru)

Families Citing this family (49)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7997860B2 (en) * 2006-01-13 2011-08-16 General Electric Company Welded nozzle assembly for a steam turbine and related assembly fixtures
GB0719786D0 (en) 2007-10-11 2007-11-21 Rolls Royce Plc A vane and a vane assembly for a gas turbine engine
FR2923529B1 (fr) * 2007-11-09 2014-05-16 Snecma Raccordement de bras radiaux a une virole circulaire par imbrication de pieces rapportees
US8133019B2 (en) * 2009-01-21 2012-03-13 General Electric Company Discrete load fins for individual stator vanes
US8371810B2 (en) * 2009-03-26 2013-02-12 General Electric Company Duct member based nozzle for turbine
US9080448B2 (en) * 2009-12-29 2015-07-14 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Gas turbine engine vanes
US9284887B2 (en) 2009-12-31 2016-03-15 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Gas turbine engine and frame
US8511981B2 (en) * 2010-07-19 2013-08-20 Cameron International Corporation Diffuser having detachable vanes with positive lock
US8790067B2 (en) 2011-04-27 2014-07-29 United Technologies Corporation Blade clearance control using high-CTE and low-CTE ring members
US9334743B2 (en) * 2011-05-26 2016-05-10 United Technologies Corporation Ceramic matrix composite airfoil for a gas turbine engine
US8739547B2 (en) 2011-06-23 2014-06-03 United Technologies Corporation Gas turbine engine joint having a metallic member, a CMC member, and a ceramic key
US8864492B2 (en) 2011-06-23 2014-10-21 United Technologies Corporation Reverse flow combustor duct attachment
US8690530B2 (en) * 2011-06-27 2014-04-08 General Electric Company System and method for supporting a nozzle assembly
US9039364B2 (en) * 2011-06-29 2015-05-26 United Technologies Corporation Integrated case and stator
US8511975B2 (en) 2011-07-05 2013-08-20 United Technologies Corporation Gas turbine shroud arrangement
US9335051B2 (en) 2011-07-13 2016-05-10 United Technologies Corporation Ceramic matrix composite combustor vane ring assembly
US8920127B2 (en) 2011-07-18 2014-12-30 United Technologies Corporation Turbine rotor non-metallic blade attachment
US9103214B2 (en) 2011-08-23 2015-08-11 United Technologies Corporation Ceramic matrix composite vane structure with overwrap for a gas turbine engine
US9726043B2 (en) 2011-12-15 2017-08-08 General Electric Company Mounting apparatus for low-ductility turbine shroud
CN103184896B (zh) * 2011-12-27 2015-12-16 中航商用航空发动机有限责任公司 一种涡轮导向叶片
CA2806401A1 (en) * 2012-02-22 2013-08-22 General Electric Company Low-ductility turbine shroud
JP5891079B2 (ja) * 2012-03-14 2016-03-22 中国電力株式会社 ガイドベーンおよびガイドベーン製法
JP5996657B2 (ja) * 2012-08-29 2016-09-21 川崎重工業株式会社 ガスタービン装置
FR2995344B1 (fr) * 2012-09-10 2014-09-26 Snecma Procede de fabrication d'un carter d'echappement en materiau composite pour moteur a turbine a gaz et carter d'echappement ainsi obtenu
WO2014130147A1 (en) 2013-02-23 2014-08-28 Jun Shi Edge seal for gas turbine engine ceramic matrix composite component
WO2014137468A1 (en) 2013-03-07 2014-09-12 Rolls-Royce Canada, Ltd. Gas turbine engine comprising an outboard insertion system of vanes and corresponding assembling method
BR112015027090A2 (pt) * 2013-05-14 2017-07-25 Gen Electric método de formação de uma pá-guia de saída de tecido compósito e pá-guia de saída
JP6114878B2 (ja) 2013-05-17 2017-04-12 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ Ｃｍｃシュラウド支持システム
FR3008448B1 (fr) * 2013-07-15 2018-01-05 Safran Aircraft Engines Dispositif de depose pour aubes
JP6529013B2 (ja) 2013-12-12 2019-06-12 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ Ｃｍｃシュラウド支持システム
US20170002661A1 (en) * 2013-12-20 2017-01-05 General Electric Technology Gmbh Rotor blade or guide vane assembly
EP3155231B1 (en) 2014-06-12 2019-07-03 General Electric Company Shroud hanger assembly
CN106460560B (zh) 2014-06-12 2018-11-13 通用电气公司 护罩吊架组件
CN106460543B (zh) 2014-06-12 2018-12-21 通用电气公司 多件式护罩悬挂器组件
US10094239B2 (en) * 2014-10-31 2018-10-09 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Vane assembly for a gas turbine engine
US10060272B2 (en) 2015-01-30 2018-08-28 Rolls-Royce Corporation Turbine vane with load shield
US10196910B2 (en) 2015-01-30 2019-02-05 Rolls-Royce Corporation Turbine vane with load shield
US9874104B2 (en) 2015-02-27 2018-01-23 General Electric Company Method and system for a ceramic matrix composite shroud hanger assembly
US10358939B2 (en) 2015-03-11 2019-07-23 Rolls-Royce Corporation Turbine vane with heat shield
FR3057295B1 (fr) * 2016-10-12 2020-12-11 Safran Aircraft Engines Aube comprenant une plate-forme et une pale assemblees
US10458260B2 (en) * 2017-05-24 2019-10-29 General Electric Company Nozzle airfoil decoupled from and attached outside of flow path boundary
US10724380B2 (en) * 2017-08-07 2020-07-28 General Electric Company CMC blade with internal support
FR3080145B1 (fr) * 2018-04-17 2020-05-01 Safran Aircraft Engines Distributeur en cmc avec reprise d'effort par une pince etanche
US10808560B2 (en) * 2018-06-20 2020-10-20 Rolls-Royce Corporation Turbine vane assembly with ceramic matrix composite components
US20210025282A1 (en) * 2019-07-26 2021-01-28 Rolls-Royce Plc Ceramic matrix composite vane set with platform linkage
FR3108667B1 (fr) 2020-03-27 2022-08-12 Safran Ceram Aube de stator de turbine en matériau composite à matrice céramique
WO2023234946A1 (en) * 2022-06-03 2023-12-07 General Electric Company Stator vane assembly with an attachment assembly
US11952917B2 (en) * 2022-08-05 2024-04-09 Rtx Corporation Vane multiplet with conjoined singlet vanes
US11802487B1 (en) * 2022-08-15 2023-10-31 Rtx Corporation Gas turbine engine stator vane formed of ceramic matrix composites and having attachment flanges

Family Cites Families (36)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR999820A (fr) * 1946-01-11 1952-02-05 Perfectionnements aux turbines à gaz
US3756020A (en) 1972-06-26 1973-09-04 Curtiss Wright Corp Gas turbine engine and cooling system therefor
US3857649A (en) * 1973-08-09 1974-12-31 Westinghouse Electric Corp Inlet vane structure for turbines
USB563412I5 (ru) * 1975-03-28 1976-02-24
US4376004A (en) 1979-01-16 1983-03-08 Westinghouse Electric Corp. Method of manufacturing a transpiration cooled ceramic blade for a gas turbine
US4519745A (en) 1980-09-19 1985-05-28 Rockwell International Corporation Rotor blade and stator vane using ceramic shell
DE3110098C2 (de) * 1981-03-16 1983-03-17 MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München Turbinenleitschaufel für Gasturbinentriebwerke
JPS58148201A (ja) * 1982-02-26 1983-09-03 Toshiba Corp ガスタ−ビン冷却部品
GB2115883B (en) * 1982-02-26 1986-04-30 Gen Electric Turbomachine airfoil mounting assembly
US4594761A (en) * 1984-02-13 1986-06-17 General Electric Company Method of fabricating hollow composite airfoils
JPS63223302A (ja) * 1987-03-13 1988-09-16 Hitachi Ltd ガスタ−ビン用セラミツク静翼
US4790721A (en) 1988-04-25 1988-12-13 Rockwell International Corporation Blade assembly
JP2895265B2 (ja) * 1990-08-15 1999-05-24 東京電力株式会社 ガスタービンの静翼
US5358379A (en) 1993-10-27 1994-10-25 Westinghouse Electric Corporation Gas turbine vane
JPH08109802A (ja) * 1994-10-12 1996-04-30 Hitachi Ltd タービン用セラミック静翼
JPH08165902A (ja) * 1994-10-12 1996-06-25 Hitachi Ltd セラミック静翼
US5584652A (en) * 1995-01-06 1996-12-17 Solar Turbines Incorporated Ceramic turbine nozzle
US5873699A (en) * 1996-06-27 1999-02-23 United Technologies Corporation Discontinuously reinforced aluminum gas turbine guide vane
RU2131977C1 (ru) * 1997-05-06 1999-06-20 Тихоплав Виталий Юрьевич Оболочковая лопатка "флокс" турбомашины
JPH10339107A (ja) * 1997-06-04 1998-12-22 Hashida Giken Kogyo Kk 蒸気タービン用中空ノズル翼の製造法
US6013592A (en) 1998-03-27 2000-01-11 Siemens Westinghouse Power Corporation High temperature insulation for ceramic matrix composites
JP4060981B2 (ja) * 1998-04-08 2008-03-12 本田技研工業株式会社 ガスタービンの静翼構造体及びそのユニット
US6164903A (en) * 1998-12-22 2000-12-26 United Technologies Corporation Turbine vane mounting arrangement
US6200092B1 (en) * 1999-09-24 2001-03-13 General Electric Company Ceramic turbine nozzle
US6451416B1 (en) 1999-11-19 2002-09-17 United Technologies Corporation Hybrid monolithic ceramic and ceramic matrix composite airfoil and method for making the same
US6514046B1 (en) * 2000-09-29 2003-02-04 Siemens Westinghouse Power Corporation Ceramic composite vane with metallic substructure
JP3978766B2 (ja) * 2001-11-12 2007-09-19 株式会社Ｉｈｉ バンド部付きセラミックス基複合部材とその製造方法
US6709230B2 (en) 2002-05-31 2004-03-23 Siemens Westinghouse Power Corporation Ceramic matrix composite gas turbine vane
US6648597B1 (en) * 2002-05-31 2003-11-18 Siemens Westinghouse Power Corporation Ceramic matrix composite turbine vane
US7093359B2 (en) * 2002-09-17 2006-08-22 Siemens Westinghouse Power Corporation Composite structure formed by CMC-on-insulation process
US6969239B2 (en) 2002-09-30 2005-11-29 General Electric Company Apparatus and method for damping vibrations between a compressor stator vane and a casing of a gas turbine engine
US6830437B2 (en) 2002-12-13 2004-12-14 General Electric Company Assembly containing a composite article and assembly method therefor
US6860714B1 (en) 2002-12-30 2005-03-01 General Electric Company Gas turbine having alloy castings with craze-free cooling passages
JP4423660B2 (ja) * 2003-10-15 2010-03-03 株式会社Ｉｈｉ 分割構造タービン翼
US7189064B2 (en) * 2004-05-14 2007-03-13 General Electric Company Friction stir welded hollow airfoils and method therefor
US7258530B2 (en) * 2005-01-21 2007-08-21 Siemens Power Generation, Inc. CMC component and method of fabrication

Also Published As

Publication number Publication date
EP1803901A2 (en) 2007-07-04
US20070154307A1 (en) 2007-07-05
EP1803901A3 (en) 2012-12-05
CN101008325A (zh) 2007-08-01
CN101008325B (zh) 2012-06-13
JP5437561B2 (ja) 2014-03-12
JP2007182881A (ja) 2007-07-19
EP1803901B1 (en) 2018-07-04
US7648336B2 (en) 2010-01-19
RU2448258C2 (ru) 2012-04-20

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2006146791A (ru) Сборка турбинной лопатки для газотурбинного двигателя и газотурбинный статор, включающий данную сборку
KR101570141B1 (ko) 배기 가스 터보차저의 베어링 하우징 몸체 그룹
CN102102587B (zh) 排气涡轮增压器
EP2738367B1 (en) Compressor housing and exhaust turbine supercharger
US7329087B2 (en) Seal-less CMC vane to platform interfaces
CN102132011B (zh) 涡轮发动机的轻质固定翼片组件和包括至少一个这种固定翼片组件的涡轮发动机
CN102588001B (zh) 用于涡轮机叶片柄的销覆盖板和密封配置
US10247005B2 (en) Blade or vane arrangement for a turbomachine
JP6189021B2 (ja) インペラ回転体および回転体
US9017033B2 (en) Fan blade platform
EP2060741A3 (en) Turbine arrangement
US7618234B2 (en) Hook ring segment for a compressor vane
EP1930551A3 (en) Seal with concave recess and corresponding gas turbine engine
US8152454B2 (en) Stator vane for a gas turbine engine
JP6177421B2 (ja) シール構造及び該シール構造を備える過給機
EP2236870A3 (en) Distortion resistant face seal counterface system
US20150125272A1 (en) Regulating flap arrangement of an exhaust-gas turbocharger
KR102031227B1 (ko) 배기가스 터보차저
JP2020513500A (ja) ターボチャージャ
US20150010397A1 (en) Exhaust turbocharger
CN100538019C (zh) 涡轮罩片
US10072508B2 (en) Turbomachine rotor with optimised bearing surfaces
CA2950263C (fr) Platine d'etancheite a fonction de fusible
US20040175266A1 (en) Variable thickness turbine bucket cover and related method
US8333553B2 (en) Compressor of a gas turbine

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20201227