RU2011126208A - Износостойкое устройство для лопаток направляющего соплового аппарата турбины авиационного газотурбинного двигателя - Google Patents
Износостойкое устройство для лопаток направляющего соплового аппарата турбины авиационного газотурбинного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2011126208A RU2011126208A RU2011126208/06A RU2011126208A RU2011126208A RU 2011126208 A RU2011126208 A RU 2011126208A RU 2011126208/06 A RU2011126208/06 A RU 2011126208/06A RU 2011126208 A RU2011126208 A RU 2011126208A RU 2011126208 A RU2011126208 A RU 2011126208A
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- wear
- resistant device
- sector
- blade
- blade sector
- Prior art date
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
- 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
- F01D5/30—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers
- F01D5/3092—Protective layers between blade root and rotor disc surfaces, e.g. anti-friction layers
-
- 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
- F05D2300/50—Intrinsic material properties or characteristics
- F05D2300/509—Self lubricating materials; Solid lubricants
-
- 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
1. Сектор лопаток направляющего соплового аппарата турбины, предназначенный для установки на корпусе (7) турбины авиационного газотурбинного двигателя, содержащий переднее средство (9) зацепления и заднее средство (10) зацепления, при этом упомянутое переднее средство (9) зацепления, предназначенное для опирания на опору (8), установленную на корпусе (7) турбины, при этом упомянутый сектор дополнительно содержит износостойкое устройство (13), образованное деталью из металлического материала, охватывающей передний конец переднего средства зацепления и вставленной между упомянутым передним средством (9) зацепления и упомянутой опорой (8) таким образом, чтобы обеспечивать скользящий контакт между этими двумя деталями, отличающийся тем, что износостойкое устройство (13) удерживается в осевом направлении в положении на упомянутом секторе лопаток при помощи средства (14, 16, 20) крепления, которое взаимодействует с передним средством (9) зацепления.2. Сектор лопаток по п.1, отличающийся тем, что переднее средство (9) зацепления имеет форму языка, проходящего в осевом направлении, и тем, что верхняя часть упомянутого устройства (13) не проходит в осевом направлении по всей длине переднего средства (9) зацепления.3. Сектор лопаток по п.2, отличающийся тем, что износостойкое устройство (13) удерживается на месте на переднем средстве зацепления при помощи, по меньшей мере, одного штифта (14), посаженного в отверстие, выполненное в толщине средства (9) зацепления.4. Сектор лопаток по п.1, отличающийся тем, что износостойкое устройство (13) проходит по всей длине переднего средства (9) зацепления и продолжено на своем заднем конце выступом (16), при эт�
Claims (14)
1. Сектор лопаток направляющего соплового аппарата турбины, предназначенный для установки на корпусе (7) турбины авиационного газотурбинного двигателя, содержащий переднее средство (9) зацепления и заднее средство (10) зацепления, при этом упомянутое переднее средство (9) зацепления, предназначенное для опирания на опору (8), установленную на корпусе (7) турбины, при этом упомянутый сектор дополнительно содержит износостойкое устройство (13), образованное деталью из металлического материала, охватывающей передний конец переднего средства зацепления и вставленной между упомянутым передним средством (9) зацепления и упомянутой опорой (8) таким образом, чтобы обеспечивать скользящий контакт между этими двумя деталями, отличающийся тем, что износостойкое устройство (13) удерживается в осевом направлении в положении на упомянутом секторе лопаток при помощи средства (14, 16, 20) крепления, которое взаимодействует с передним средством (9) зацепления.
2. Сектор лопаток по п.1, отличающийся тем, что переднее средство (9) зацепления имеет форму языка, проходящего в осевом направлении, и тем, что верхняя часть упомянутого устройства (13) не проходит в осевом направлении по всей длине переднего средства (9) зацепления.
3. Сектор лопаток по п.2, отличающийся тем, что износостойкое устройство (13) удерживается на месте на переднем средстве зацепления при помощи, по меньшей мере, одного штифта (14), посаженного в отверстие, выполненное в толщине средства (9) зацепления.
4. Сектор лопаток по п.1, отличающийся тем, что износостойкое устройство (13) проходит по всей длине переднего средства (9) зацепления и продолжено на своем заднем конце выступом (16), при этом упомянутое средство имеет форму языка, проходящего в осевом направлении и содержащего на своем переднем конце выемку (17), в которой зацепляется упомянутый выступ.
5. Сектор лопаток по п.1, отличающийся тем, что износостойкое устройство (13) содержит, по меньшей мере, один язычок (18), проходящий по всей длине переднего средства (9) зацепления и заканчивающийся на своем заднем конце выступом (16), при этом упомянутое средство имеет форму языка, проходящего в осевом направлении и содержащего на своем заднем конце выемку (17), в которой зацепляется упомянутый выступ (16).
6. Сектор лопаток по п.5, отличающийся тем, что габаритная толщина износостойкого устройства (13), измеренная в радиальном направлении, меньше или равна толщине упомянутого языка, увеличенной на толщину части упомянутого устройства, расположенной между передним средством (9) зацепления и опорой (8) таким образом, чтобы упомянутое устройство не выступало над верхней частью упомянутого языка, при этом упомянутый язык содержит уступы (19), в которые могут заходить упомянутые язычки (18).
7. Сектор лопаток по п.1, отличающийся тем, что износостойкое устройство (13) проходит по всей длине переднего средства (9) зацепления и содержит на своем заднем конце, по меньшей мере, одну отогнутую кромку (20), при этом упомянутое средство имеет форму языка, проходящего в осевом направлении и содержащего на своем заднем конце, по меньшей мере, один вырез (21), в который может заходить упомянутая отогнутая кромка.
8. Сектор лопаток по п.1, отличающийся тем, что износостойкое устройство (13) проходит по всей длине переднего средства (9) зацепления и содержит на своей верхней стороне, по меньшей мере, одно углубление (22), при этом упомянутое средство имеет форму языка, проходящего в осевом направлении, и содержит на верхней части этого языка, по меньшей мере, одно углубление, выполненное с возможностью взаимодействия с углублением (22) упомянутого устройства.
9. Сектор лопаток по одному из пп.1-8, отличающийся тем, что износостойкое устройство (13) имеет длину по окружности, по существу равную длине упомянутого сектора, и расположено с угловым смещением по отношению к упомянутому сектору таким образом, чтобы, по меньшей мере, частично перекрывать смежный сектор и обеспечивать герметичность между двумя секторами.
10. Сектор лопаток по одному из пп.1-8, отличающийся тем, что износостойкое устройство (13) выполнено из сверхсплава на основе никеля или кобальта.
11. Сектор лопаток по п.10, отличающийся тем, что металлическим материалом является сплав, выпускаемый под названием НА188.
12. Сектор лопаток по одному из пп.1-8, отличающийся тем, что толщина материала износостойкого устройства (13) составляет от 0,05 до 0,4 мм.
13. Турбинный модуль авиационного газотурбинного двигателя, содержащий, по меньшей мере, одно лопаточное колесо (3) направляющих сопловых аппаратов, образованное секторами по одному из пп.1-12.
14. Авиационный двигатель, содержащий турбинный модуль по п.13.
Applications Claiming Priority (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0858028A FR2938872B1 (fr) | 2008-11-26 | 2008-11-26 | Dispositif anti-usure pour aubes d'un distributeur de turbine d'une turbomachine aeronautique |
| FR0858028 | 2008-11-26 | ||
| PCT/EP2009/065860 WO2010060938A1 (fr) | 2008-11-26 | 2009-11-25 | Dispositif anti-usure pour aubes d'un distributeur de turbine d'une turbomachine aeronautique |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2011126208A true RU2011126208A (ru) | 2013-01-10 |
| RU2506432C2 RU2506432C2 (ru) | 2014-02-10 |
Family
ID=40897324
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2011126208/06A RU2506432C2 (ru) | 2008-11-26 | 2009-11-25 | Износостойкое устройство для лопаток направляющего соплового аппарата турбины авиационного газотурбинного двигателя |
Country Status (9)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US9062553B2 (ru) |
| EP (1) | EP2368016B1 (ru) |
| JP (1) | JP5466244B2 (ru) |
| CN (1) | CN102227546B (ru) |
| BR (1) | BRPI0920928B1 (ru) |
| CA (1) | CA2744297C (ru) |
| FR (1) | FR2938872B1 (ru) |
| RU (1) | RU2506432C2 (ru) |
| WO (1) | WO2010060938A1 (ru) |
Families Citing this family (41)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB2477825B (en) * | 2010-09-23 | 2015-04-01 | Rolls Royce Plc | Anti fret liner assembly |
| FR2967730B1 (fr) * | 2010-11-24 | 2015-05-15 | Snecma | Etage de compresseur dans une turbomachine |
| US8926270B2 (en) * | 2010-12-17 | 2015-01-06 | General Electric Company | Low-ductility turbine shroud flowpath and mounting arrangement therefor |
| US8899914B2 (en) * | 2012-01-05 | 2014-12-02 | United Technologies Corporation | Stator vane integrated attachment liner and spring damper |
| FR2986836B1 (fr) | 2012-02-09 | 2016-01-01 | Snecma | Tole annulaire anti-usure pour une turbomachine |
| US9051849B2 (en) * | 2012-02-13 | 2015-06-09 | United Technologies Corporation | Anti-rotation stator segments |
| US10240467B2 (en) * | 2012-08-03 | 2019-03-26 | United Technologies Corporation | Anti-rotation lug for a gas turbine engine stator assembly |
| FR2995340A1 (fr) * | 2012-09-12 | 2014-03-14 | Snecma | Tole de protection thermique avec butee radiale, notamment pour distributeur de turbomachine |
| US9353649B2 (en) * | 2013-01-08 | 2016-05-31 | United Technologies Corporation | Wear liner spring seal |
| US9796055B2 (en) * | 2013-02-17 | 2017-10-24 | United Technologies Corporation | Turbine case retention hook with insert |
| CA2897965C (en) * | 2013-03-11 | 2020-02-25 | David J. Thomas | Compliant intermediate component of a gas turbine engine |
| FR3027071B1 (fr) * | 2014-10-13 | 2019-08-23 | Safran Aircraft Engines | Procede d'intervention sur un rotor et clinquant associe |
| US10309257B2 (en) | 2015-03-02 | 2019-06-04 | Rolls-Royce North American Technologies Inc. | Turbine assembly with load pads |
| FR3036432B1 (fr) * | 2015-05-22 | 2019-04-19 | Safran Ceramics | Ensemble d'anneau de turbine avec maintien axial |
| EP3147457B1 (en) * | 2015-09-22 | 2019-01-30 | Ansaldo Energia Switzerland AG | Gas turbine comprising a guide vane and a guide vane carrier |
| US10329946B2 (en) | 2016-03-24 | 2019-06-25 | United Technologies Corporation | Sliding gear actuation for variable vanes |
| US10301962B2 (en) | 2016-03-24 | 2019-05-28 | United Technologies Corporation | Harmonic drive for shaft driving multiple stages of vanes via gears |
| US10107130B2 (en) | 2016-03-24 | 2018-10-23 | United Technologies Corporation | Concentric shafts for remote independent variable vane actuation |
| US10329947B2 (en) | 2016-03-24 | 2019-06-25 | United Technologies Corporation | 35Geared unison ring for multi-stage variable vane actuation |
| US10294813B2 (en) | 2016-03-24 | 2019-05-21 | United Technologies Corporation | Geared unison ring for variable vane actuation |
| US10443431B2 (en) | 2016-03-24 | 2019-10-15 | United Technologies Corporation | Idler gear connection for multi-stage variable vane actuation |
| US10443430B2 (en) | 2016-03-24 | 2019-10-15 | United Technologies Corporation | Variable vane actuation with rotating ring and sliding links |
| US10458271B2 (en) | 2016-03-24 | 2019-10-29 | United Technologies Corporation | Cable drive system for variable vane operation |
| US10190599B2 (en) * | 2016-03-24 | 2019-01-29 | United Technologies Corporation | Drive shaft for remote variable vane actuation |
| US10288087B2 (en) | 2016-03-24 | 2019-05-14 | United Technologies Corporation | Off-axis electric actuation for variable vanes |
| US10415596B2 (en) | 2016-03-24 | 2019-09-17 | United Technologies Corporation | Electric actuation for variable vanes |
| US11066951B2 (en) * | 2016-04-21 | 2021-07-20 | Raytheon Technologies Corporation | Wear liner for fixed stator vanes |
| FR3060051B1 (fr) * | 2016-12-14 | 2018-12-07 | Safran Aircraft Engines | Turbine pour turbomachine |
| FR3061511B1 (fr) * | 2017-01-05 | 2020-12-25 | Safran Aircraft Engines | Turbine pour turbomachine |
| US10316861B2 (en) | 2017-01-19 | 2019-06-11 | United Technologies Corporation | Two-piece multi-surface wear liner |
| US20180355741A1 (en) * | 2017-02-24 | 2018-12-13 | General Electric Company | Spline for a turbine engine |
| US11466700B2 (en) * | 2017-02-28 | 2022-10-11 | Unison Industries, Llc | Fan casing and mount bracket for oil cooler |
| FR3066780B1 (fr) * | 2017-05-24 | 2019-07-19 | Safran Aircraft Engines | Piece amovible anti-usure pour talon d'aube |
| FR3076852B1 (fr) * | 2018-01-16 | 2020-01-31 | Safran Aircraft Engines | Anneau de turbomachine |
| FR3085412B1 (fr) * | 2018-08-31 | 2020-12-04 | Safran Aircraft Engines | Secteur de distributeur d'une turbomachine comprenant une encoche anti-rotation a insert d'usure |
| DE102020200073A1 (de) | 2020-01-07 | 2021-07-08 | Siemens Aktiengesellschaft | Leitschaufelkranz |
| FR3113923B1 (fr) * | 2020-09-04 | 2023-12-15 | Safran Aircraft Engines | Turbine pour turbomachine comprenant des clinquants de protection thermique |
| FR3116746B1 (fr) | 2020-11-27 | 2023-12-22 | Safran Aircraft Engines | Dispositif automatise d’insertion de plaquettes d’etancheite dans un secteur d’un distributeur de turbine |
| FR3116860A1 (fr) | 2020-11-27 | 2022-06-03 | Safran Aircraft Engines | Installation et procede pour l’assemblage des distributeurs d’une turbine |
| FR3116861B1 (fr) | 2020-11-27 | 2022-10-21 | Safran Aircraft Engines | Dispositif et procede de controle des secteurs pour l’assemblage de distributeurs d’une turbine |
| CN114718758B (zh) * | 2021-01-05 | 2023-10-31 | 中国航发商用航空发动机有限责任公司 | 反推装置、滑动配合件及其成形方法 |
Family Cites Families (26)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4078922A (en) * | 1975-12-08 | 1978-03-14 | United Technologies Corporation | Oxidation resistant cobalt base alloy |
| US4314792A (en) * | 1978-12-20 | 1982-02-09 | United Technologies Corporation | Turbine seal and vane damper |
| GB2249356B (en) * | 1990-11-01 | 1995-01-18 | Rolls Royce Plc | Shroud liners |
| US5240375A (en) * | 1992-01-10 | 1993-08-31 | General Electric Company | Wear protection system for turbine engine rotor and blade |
| GB9204791D0 (en) * | 1992-03-05 | 1992-04-22 | Rolls Royce Plc | A coated article |
| US5232340A (en) * | 1992-09-28 | 1993-08-03 | General Electric Company | Gas turbine engine stator assembly |
| JPH07247804A (ja) * | 1993-01-07 | 1995-09-26 | General Electric Co <Ge> | ガスタービンエンジン用のロータ及び動翼アセンブリ、並びに多層被覆シム |
| US5333995A (en) * | 1993-08-09 | 1994-08-02 | General Electric Company | Wear shim for a turbine engine |
| DE69528050D1 (de) * | 1994-03-17 | 2002-10-10 | Westaim Corp | Überzüge mit niedriger reibung auf der basis von kobalt auf titan |
| US5738490A (en) * | 1996-05-20 | 1998-04-14 | Pratt & Whitney Canada, Inc. | Gas turbine engine shroud seals |
| GB9815611D0 (en) * | 1998-07-18 | 1998-09-16 | Rolls Royce Plc | Improvements in or relating to turbine cooling |
| RU2171381C2 (ru) * | 1999-05-25 | 2001-07-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Сопловой аппарат турбомашины |
| US6431835B1 (en) * | 2000-10-17 | 2002-08-13 | Honeywell International, Inc. | Fan blade compliant shim |
| US6431820B1 (en) * | 2001-02-28 | 2002-08-13 | General Electric Company | Methods and apparatus for cooling gas turbine engine blade tips |
| US6537022B1 (en) * | 2001-10-05 | 2003-03-25 | General Electric Company | Nozzle lock for gas turbine engines |
| US6860722B2 (en) * | 2003-01-31 | 2005-03-01 | General Electric Company | Snap on blade shim |
| US20040261265A1 (en) * | 2003-06-25 | 2004-12-30 | General Electric Company | Method for improving the wear resistance of a support region between a turbine outer case and a supported turbine vane |
| US7040857B2 (en) * | 2004-04-14 | 2006-05-09 | General Electric Company | Flexible seal assembly between gas turbine components and methods of installation |
| US7094026B2 (en) * | 2004-04-29 | 2006-08-22 | General Electric Company | System for sealing an inner retainer segment and support ring in a gas turbine and methods therefor |
| US7172388B2 (en) * | 2004-08-24 | 2007-02-06 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Multi-point seal |
| US7360990B2 (en) * | 2004-10-13 | 2008-04-22 | General Electric Company | Methods and apparatus for assembling gas turbine engines |
| US7278821B1 (en) * | 2004-11-04 | 2007-10-09 | General Electric Company | Methods and apparatus for assembling gas turbine engines |
| JP4234107B2 (ja) * | 2005-02-10 | 2009-03-04 | 三菱重工業株式会社 | 可変容量型排気ターボ過給機及び可変ノズル機構構成部材の製造方法 |
| FR2885168A1 (fr) * | 2005-04-27 | 2006-11-03 | Snecma Moteurs Sa | Dispositif d'etancheite pour une enceinte d'une turbomachine, et moteur d'aeronef equipe de celui-ci |
| US8038389B2 (en) * | 2006-01-04 | 2011-10-18 | General Electric Company | Method and apparatus for assembling turbine nozzle assembly |
| US7500824B2 (en) * | 2006-08-22 | 2009-03-10 | General Electric Company | Angel wing abradable seal and sealing method |
-
2008
- 2008-11-26 FR FR0858028A patent/FR2938872B1/fr active Active
-
2009
- 2009-11-25 BR BRPI0920928A patent/BRPI0920928B1/pt active IP Right Grant
- 2009-11-25 JP JP2011537972A patent/JP5466244B2/ja active Active
- 2009-11-25 US US13/131,036 patent/US9062553B2/en active Active
- 2009-11-25 WO PCT/EP2009/065860 patent/WO2010060938A1/fr active Application Filing
- 2009-11-25 EP EP09756529.5A patent/EP2368016B1/fr active Active
- 2009-11-25 CN CN200980147572.XA patent/CN102227546B/zh active Active
- 2009-11-25 CA CA2744297A patent/CA2744297C/fr active Active
- 2009-11-25 RU RU2011126208/06A patent/RU2506432C2/ru active
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2506432C2 (ru) | 2014-02-10 |
| CA2744297C (fr) | 2016-10-11 |
| BRPI0920928A2 (pt) | 2015-12-29 |
| US20120128481A1 (en) | 2012-05-24 |
| EP2368016B1 (fr) | 2016-10-12 |
| CN102227546B (zh) | 2014-02-19 |
| FR2938872A1 (fr) | 2010-05-28 |
| BRPI0920928B1 (pt) | 2020-04-07 |
| CA2744297A1 (fr) | 2010-06-03 |
| JP2012510027A (ja) | 2012-04-26 |
| CN102227546A (zh) | 2011-10-26 |
| JP5466244B2 (ja) | 2014-04-09 |
| FR2938872B1 (fr) | 2015-11-27 |
| US9062553B2 (en) | 2015-06-23 |
| EP2368016A1 (fr) | 2011-09-28 |
| WO2010060938A1 (fr) | 2010-06-03 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2011126208A (ru) | Износостойкое устройство для лопаток направляющего соплового аппарата турбины авиационного газотурбинного двигателя | |
| EP2261467A3 (en) | Inner diameter shroud assembly for variable inlet guide vane structure in a gas turbine engine | |
| US8033785B2 (en) | Features to properly orient inlet guide vanes | |
| US10208618B2 (en) | Vane arm having a claw | |
| EP2278127A3 (en) | Turbocharger having nozzle ring locating pin and an integrated locator and heat shield | |
| EP2570641A3 (en) | Fan case with thrust reverser cascade section, corresponding fan section and gas turbine engine | |
| WO2008084563A1 (ja) | ガスタービンの翼構造 | |
| US20160032759A1 (en) | Machined vane arm of a variable vane actuation system | |
| RU2010147834A (ru) | Направляющий аппарат турбины для газотурбинного двигателя | |
| ATE447662T1 (de) | Leitschaufel für eine gasturbine | |
| EP2549188A3 (en) | Insert for a gas turbine engine combustor | |
| EP2177714A3 (en) | Blade for a low pressure section of a steam turbine engine | |
| EP2468463A3 (en) | Method and device for coating path generation | |
| EP1918522A3 (en) | Turbine component | |
| EP2230387A3 (en) | Casing treatment for a gas turbine engine reducing blade tip clearance | |
| GB2427901B (en) | A turbofan gas turbine engine fan blade having a tip groove | |
| RU2008109760A (ru) | Диск ротора газотурбинного двигателя, газотурбинный двигатель, содержащий такой диск, и защитная накладка ножек лопаток | |
| WO2009115437A3 (de) | Leitgitteranordnung eines abgasturboladers, abgasturbolader und verfahren zur herstellung einer leitgitteranordnung | |
| WO2006059971A3 (en) | Tip turbine engine integral fan, combustor, and turbine case | |
| RU2013108927A (ru) | Вращающийся компонент турбомашины, способ работы турбомашины и турбомашина | |
| RU2011106289A (ru) | Полая лопатка для ротора турбины, при этом лопатка включает в себя ребро | |
| MX336351B (es) | Turbomaquina axial con reducidas perdidas intersticiales. | |
| RU2010151724A (ru) | Средство стопорения секторов кольца на корпусе газотурбинного двигателя, содержащее осевые каналы для его захвата | |
| WO2011066130A3 (en) | Turbocharger | |
| EP1939405A3 (en) | Gas turbine engines including lean stator vanes and methods of assembling the same |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PD4A | Correction of name of patent owner |