RU2018136798A - Узел турбинного кольца без монтажного зазора в холодном состоянии - Google Patents

Узел турбинного кольца без монтажного зазора в холодном состоянии Download PDF

Info

Publication number
RU2018136798A
RU2018136798A RU2018136798A RU2018136798A RU2018136798A RU 2018136798 A RU2018136798 A RU 2018136798A RU 2018136798 A RU2018136798 A RU 2018136798A RU 2018136798 A RU2018136798 A RU 2018136798A RU 2018136798 A RU2018136798 A RU 2018136798A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
ring
sector
hole
tab
annular flange
Prior art date
Application number
RU2018136798A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2018136798A3 (ru
RU2728671C2 (ru
Inventor
Жиль ЛЕПРЕТР
Тьерри ТЕССОН
Адель ЛИПРЕНДИ
Тома РЕВЕЛЬ
Original Assignee
Сафран Серамикс
Сафран Эркрафт Энджинз
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 Сафран Серамикс, Сафран Эркрафт Энджинз filed Critical Сафран Серамикс
Publication of RU2018136798A publication Critical patent/RU2018136798A/ru
Publication of RU2018136798A3 publication Critical patent/RU2018136798A3/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2728671C2 publication Critical patent/RU2728671C2/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
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
    • F01D25/243—Flange connections; Bolting arrangements
    • 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
    • F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
    • 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
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
    • F01D25/246—Fastening of diaphragms or stator-rings
    • 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
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • 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
    • F05D2230/64—Assembly methods using positioning or alignment devices for aligning or centring, e.g. pins
    • F05D2230/644—Assembly methods using positioning or alignment devices for aligning or centring, e.g. pins for adjusting the position or the alignment, e.g. wedges or eccenters
    • 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
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/14—Casings or housings protecting or supporting assemblies within
    • 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
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/30—Retaining components in desired mutual position
    • 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
    • F05D2300/6033—Ceramic matrix composites [CMC]
    • 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)
  • Connection Of Plates (AREA)

Claims (11)

1. Узел турбинного кольца, содержащий множество секторов (10) кольца из композиционного материала с керамической матрицей, образующих турбинное кольцо (1), и конструкцию (3) крепления кольца, содержащую первый и второй кольцевые фланцы (32, 36), при этом каждый сектор кольца имеет часть, образующую кольцевое основание (12), содержащую в радиальном направлении (DA) турбинного кольца внутреннюю сторону, образующую внутреннюю сторону турбинного кольца, и наружную сторону, от которой отходят первая и вторая лапки (14, 16), при этом лапки каждого сектора кольца удерживаются между двумя кольцевыми фланцами (32, 36) конструкции (3) крепления кольца,
отличающийся тем, что первая лапка (14) каждого сектора (10) кольца содержит первое отверстие (142), в котором расположена часть первого крепежного элемента, неподвижно соединенного с первым кольцевым фланцем (32), и второе отверстие (143), в котором распложена часть второго крепежного элемента, неподвижно соединенного с первым кольцевым фланцем (32), при этом в холодном состоянии между первым и вторым отверстиями (142, 143) первой лапки (14) и частью первого и второго крепежных элементов, находящейся в указанных первом и втором отверстиях, присутствует радиальный зазор (J1), при этом указанные крепежные элементы выполнены из материала с коэффициентом теплового расширения, превышающим коэффициент теплового расширения композиционного материала с керамической матрицей секторов кольца, при этом первое отверстие имеет вытянутую форму в окружном направлении турбинного кольца,
при этом вторая лапка (16) каждого сектора (10) кольца содержит первое отверстие (162), в котором расположена часть третьего крепежного элемента, неподвижно соединенного со вторым кольцевым фланцем (36), и второе отверстие (163), в котором расположена часть четвертого крепежного элемента, неподвижно соединенного со вторым кольцевым фланцем, при этом в холодном состоянии между первым и вторым отверстиями (162, 163) второй лапки (16) и частью третьего и четвертого крепежных элементов, находящейся в указанных первом и втором отверстиях, присутствует радиальный зазор (J2), при этом указанные крепежные элементы выполнены из материала с коэффициентом теплового расширения, превышающим коэффициент теплового расширения композиционного материала с керамической матрицей секторов кольца, при этом первое отверстие имеет вытянутую форму в окружном направлении турбинного кольца, причем первое и второе отверстия первой лапки совмещены в осевом направлении с первым и вторым отверстиями второй лапки,
при этом первый кольцевой фланец (32) содержит на своей стороне (32а), находящейся напротив первой лапки (14) каждого сектора (10) кольца, множество опорных участков (34), распределенных в окружном направлении на первом фланце, при этом конец (141) первой лапки (14) каждого сектора кольца находится в холодном состоянии в положении радиального упора в два опорных участка (34),
причем второй кольцевой фланец (36) содержит на своей стороне (36а), находящейся напротив второй лапки (16) каждого сектора (10) кольца, множество опорных участков (38), распределенных в окружном направлении на втором фланце, при этом конец (161) второй лапки (16) каждого сектора кольца находится в холодном состоянии в положении радиального упора в два опорных участка (38).
2. Узел по п. 1, в котором первый и второй крепежные элементы выполнены соответственно в виде первого и второго штифтов (40, 41), жестко соединенных с первым кольцевым фланцем (32), причем третий и четвертый крепежные элементы выполнены соответственно в виде третьего и четвертого штифтов (50, 51), жестко соединенных со вторым кольцевым фланцем (36).
3. Узел по п. 1 или 2, в котором опорные участки (34, 38), присутствующие на первом и втором кольцевых фланцах (32, 36), отделены друг от друга полым участком, проходящим в окружном направлении.
4. Узел по любому из пп. 1-3, содержащий множество регулируемых эксцентриковых стяжных элементов (60, 70, 80, 90), при этом каждый стяжной элемент содержит колодку (61; 71; 81; 91), эксцентрично закрепленную на стяжном элементе, при этом каждая колодка образует опорный участок, присутствующий на первом и втором кольцевых фланцах (32, 36).
5. Узел по любому из пп. 1-4, в котором первая лапка (14’) каждого сектора (10’) кольца содержит две опорные поверхности (1413, 1414), входящие в контакт соответственно с двумя опорными участками первого кольцевого фланца (32’), при этом обе опорные поверхности расположены в одной и той же первой опорной плоскости, при этом верхний край первого отверстия (142’) вытянутой формы совмещен с первой опорной плоскостью, при этом верхняя часть второго отверстия (143’) является касательной к указанной первой опорной плоскости, при этом вторая лапка (16’) каждого сектора кольца содержит две опорные поверхности (1613, 1614), входящие в контакт соответственно с двумя опорными участками второго кольцевого фланца (36’), при этом обе опорные поверхности расположены в одной и той же второй опорной плоскости (РА), при этом верхний край первого отверстия (162’) вытянутой формы совмещен с второй опорной плоскостью, при этом верхняя часть второго отверстия (163’) является касательной к указанной второй опорной плоскости.
6. Узел по любому из пп. 1-5, в котором второе отверстие (143”) первой лапки (14”) каждого сектора (10”) кольца имеет вытянутую форму, при этом верхний край второго отверстия вытянутой формы совмещен с первой опорной плоскостью, при этом второе отверстие (163”) второй лапки (16) каждого сектора кольца имеет вытянутую форму, причем верхний край второго отверстия (163”) вытянутой формы совмещен со второй опорной плоскостью (PA), при этом конец первой лапки (14”) каждого сектора (10”) кольца содержит выемку (144), которая расположена между двумя опорными поверхностями (1413”, 1414”) и в которой расположен центровочный элемент (120), жестко соединенный с первым кольцевым фланцем (32”), при этом конец второй лапки (16”) каждого сектора кольца содержит выемку (164), которая расположена между двумя опорными поверхностями (1613”, 1614”) и в которой расположен центровочный элемент (150), жестко соединенный со вторым кольцевым фланцем (36”).
7. Узел по любому из пп. 1, 3-6, в котором первый и второй крепежные элементы, жестко соединенные с первым радиальным фланцем, и третий и четвертый крепежные элементы, жестко соединенные со вторым радиальным фланцем, образованы, каждый, регулируемым стяжным эксцентриковым элементом (100; 110; 130; 170).
RU2018136798A 2016-03-21 2017-03-20 Узел турбинного кольца без монтажного зазора в холодном состоянии RU2728671C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1652392 2016-03-21
FR1652392A FR3049003B1 (fr) 2016-03-21 2016-03-21 Ensemble d'anneau de turbine sans jeu de montage a froid
PCT/FR2017/050639 WO2017162967A1 (fr) 2016-03-21 2017-03-20 Ensemble d'anneau de turbine sans jeu de montage a froid

Publications (3)

Publication Number Publication Date
RU2018136798A true RU2018136798A (ru) 2020-04-22
RU2018136798A3 RU2018136798A3 (ru) 2020-05-29
RU2728671C2 RU2728671C2 (ru) 2020-07-30

Family

ID=56555471

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2018136798A RU2728671C2 (ru) 2016-03-21 2017-03-20 Узел турбинного кольца без монтажного зазора в холодном состоянии

Country Status (7)

Country Link
US (1) US10655501B2 (ru)
EP (1) EP3433471B1 (ru)
CN (1) CN109154208B (ru)
CA (1) CA3018664C (ru)
FR (1) FR3049003B1 (ru)
RU (1) RU2728671C2 (ru)
WO (1) WO2017162967A1 (ru)

Families Citing this family (25)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11187105B2 (en) * 2017-02-09 2021-11-30 General Electric Company Apparatus with thermal break
FR3064023B1 (fr) * 2017-03-16 2019-09-13 Safran Aircraft Engines Ensemble d'anneau de turbine
FR3086327B1 (fr) 2018-09-25 2020-12-04 Safran Aircraft Engines Ensemble pour une turbine de turbomachine
US11428124B2 (en) * 2018-11-21 2022-08-30 Raytheon Technologies Corporation Flange stress-reduction features
US11215075B2 (en) 2019-11-19 2022-01-04 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Turbine shroud assembly with flange mounted ceramic matrix composite turbine shroud ring
CN112922679B (zh) * 2019-12-06 2022-08-23 中国航发商用航空发动机有限责任公司 安装组件、涡轮外环件、连接件、燃气轮机以及安装方法
IT201900023850A1 (it) * 2019-12-12 2021-06-12 Nuovo Pignone Tecnologie Srl Struttura di tenuta composita per una macchina, e metodo per produrre la struttura di tenuta composita
US11066947B2 (en) 2019-12-18 2021-07-20 Rolls-Royce Corporation Turbine shroud assembly with sealed pin mounting arrangement
CN113882910B (zh) * 2020-07-03 2024-07-12 中国航发商用航空发动机有限责任公司 涡轮外环连接组件、燃气涡轮发动机以及连接方法
US11187099B1 (en) * 2020-10-20 2021-11-30 Rolls-Royce Corporation Turbine shroud with containment features
US11255210B1 (en) 2020-10-28 2022-02-22 Rolls-Royce Corporation Ceramic matrix composite turbine shroud assembly with joined cover plate
FR3119649B1 (fr) * 2021-02-05 2023-04-21 Safran Aircraft Engines Anneau interne de support d'aubes d'un redresseur de compresseur d'une turbomachine.
US11629607B2 (en) 2021-05-25 2023-04-18 Rolls-Royce Corporation Turbine shroud assembly with radially and axially biased ceramic matrix composite shroud segments
US11286812B1 (en) 2021-05-25 2022-03-29 Rolls-Royce Corporation Turbine shroud assembly with axially biased pin and shroud segment
US11346251B1 (en) * 2021-05-25 2022-05-31 Rolls-Royce Corporation Turbine shroud assembly with radially biased ceramic matrix composite shroud segments
US11346237B1 (en) 2021-05-25 2022-05-31 Rolls-Royce Corporation Turbine shroud assembly with axially biased ceramic matrix composite shroud segment
US11761351B2 (en) 2021-05-25 2023-09-19 Rolls-Royce Corporation Turbine shroud assembly with radially located ceramic matrix composite shroud segments
US11499444B1 (en) 2021-06-18 2022-11-15 Rolls-Royce Corporation Turbine shroud assembly with forward and aft pin shroud attachment
US11319828B1 (en) 2021-06-18 2022-05-03 Rolls-Royce Corporation Turbine shroud assembly with separable pin attachment
US11441441B1 (en) 2021-06-18 2022-09-13 Rolls-Royce Corporation Turbine shroud with split pin mounted ceramic matrix composite blade track
US11773751B1 (en) 2022-11-29 2023-10-03 Rolls-Royce Corporation Ceramic matrix composite blade track segment with pin-locating threaded insert
US11713694B1 (en) 2022-11-30 2023-08-01 Rolls-Royce Corporation Ceramic matrix composite blade track segment with two-piece carrier
US11840936B1 (en) 2022-11-30 2023-12-12 Rolls-Royce Corporation Ceramic matrix composite blade track segment with pin-locating shim kit
US11732604B1 (en) 2022-12-01 2023-08-22 Rolls-Royce Corporation Ceramic matrix composite blade track segment with integrated cooling passages
US11885225B1 (en) 2023-01-25 2024-01-30 Rolls-Royce Corporation Turbine blade track with ceramic matrix composite segments having attachment flange draft angles

Family Cites Families (23)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4127357A (en) * 1977-06-24 1978-11-28 General Electric Company Variable shroud for a turbomachine
US5961278A (en) * 1997-12-17 1999-10-05 Pratt & Whitney Canada Inc. Housing for turbine assembly
FR2803871B1 (fr) * 2000-01-13 2002-06-07 Snecma Moteurs Agencement de reglage de diametre d'un stator de turbine a gaz
FR2887601B1 (fr) 2005-06-24 2007-10-05 Snecma Moteurs Sa Piece mecanique et procede de fabrication d'une telle piece
US7722317B2 (en) * 2007-01-25 2010-05-25 Siemens Energy, Inc. CMC to metal attachment mechanism
FR2913717A1 (fr) * 2007-03-15 2008-09-19 Snecma Propulsion Solide Sa Ensemble d'anneau de turbine pour turbine a gaz
CN102272419A (zh) * 2009-03-09 2011-12-07 斯奈克玛 涡轮环组件
FR2949810B1 (fr) * 2009-09-04 2013-06-28 Turbomeca Dispositif de support d'un anneau de turbine, turbine avec un tel dispositif et turbomoteur avec une telle turbine
EP2789804A1 (en) * 2013-04-11 2014-10-15 Alstom Technology Ltd Gas turbine thermal shroud with improved durability
EP2824287B1 (en) * 2013-07-08 2020-05-13 Ansaldo Energia IP UK Limited Pressure casing of a turbomachine
EP3155229B1 (en) * 2014-06-12 2020-03-18 General Electric Company Shroud hanger assembly
US9587517B2 (en) * 2014-12-29 2017-03-07 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Blade track assembly with turbine tip clearance control
US10309257B2 (en) * 2015-03-02 2019-06-04 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Turbine assembly with load pads
FR3033826B1 (fr) * 2015-03-16 2018-11-23 Safran Ceramics Ensemble d'anneau de turbine comprenant une pluralite de secteurs d'anneau en materiau composite a matrice ceramique
FR3036436B1 (fr) * 2015-05-22 2020-01-24 Safran Ceramics Ensemble d'anneau de turbine avec maintien par brides
FR3036433B1 (fr) * 2015-05-22 2019-09-13 Safran Ceramics Ensemble d'anneau de turbine avec maintien par crabotage
FR3036432B1 (fr) * 2015-05-22 2019-04-19 Safran Ceramics Ensemble d'anneau de turbine avec maintien axial
FR3036435B1 (fr) * 2015-05-22 2020-01-24 Safran Ceramics Ensemble d'anneau de turbine
US10030541B2 (en) * 2015-07-01 2018-07-24 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Turbine shroud with clamped flange attachment
FR3045715B1 (fr) * 2015-12-18 2018-01-26 Safran Aircraft Engines Ensemble d'anneau de turbine avec maintien a froid et a chaud
FR3045716B1 (fr) * 2015-12-18 2018-01-26 Safran Aircraft Engines Ensemble d'anneau de turbine avec maintien elastique a froid
US10294809B2 (en) * 2016-03-09 2019-05-21 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Gas turbine engine with compliant layer for turbine shroud mounts
FR3056637B1 (fr) * 2016-09-27 2018-10-19 Safran Aircraft Engines Ensemble d'anneau de turbine avec calage a froid

Also Published As

Publication number Publication date
US20190101027A1 (en) 2019-04-04
CN109154208B (zh) 2021-06-15
CA3018664A1 (fr) 2017-09-28
US10655501B2 (en) 2020-05-19
BR112018069172A2 (pt) 2019-01-29
WO2017162967A1 (fr) 2017-09-28
CA3018664C (fr) 2023-09-26
RU2018136798A3 (ru) 2020-05-29
FR3049003B1 (fr) 2018-04-06
RU2728671C2 (ru) 2020-07-30
CN109154208A (zh) 2019-01-04
EP3433471B1 (fr) 2020-01-29
EP3433471A1 (fr) 2019-01-30
FR3049003A1 (fr) 2017-09-22

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2018136798A (ru) Узел турбинного кольца без монтажного зазора в холодном состоянии
RU2017134699A (ru) Турбинный кольцевой узел, содержащий множество кольцевых секторов, выполненных из композитного материала с керамической матрицей
RU2017145079A (ru) Узел турбинного кольца
WO2017103411A3 (fr) Ensemble d'anneau de turbine avec maintien élastique a froid
RU2017144769A (ru) Узел венца диска турбины, поддерживаемый фланцами
BRPI1013342A8 (pt) Conjunto de anel de turbina
ES2594757T3 (es) Disco de freno de material compuesto
FR3055148B1 (fr) Ensemble d'anneau de turbine
FR3056632B1 (fr) Ensemble d'anneau turbine comprenant un element de repartition de l'air de refroidissement
JP5345370B2 (ja) ターボ機械用のタービンまたは圧縮機の段
FR3055147B1 (fr) Ensemble d'anneau de turbine
FR3045715B1 (fr) Ensemble d'anneau de turbine avec maintien a froid et a chaud
FR3055146B1 (fr) Ensemble d'anneau de turbine
RU2014120901A (ru) Охлаждающий и удерживающий корпус для нагревательных элементов, нагревательное устройство и способ изготовления охлаждающего и удерживающего корпуса
RU2015126057A (ru) Отсек с лопатками направляющего лопаточного устройства осевого компрессора газотурбинного двигателя
JP2012513614A5 (ru)
RU2015142995A (ru) Крепление и уплотнение отражательных элементов кольца
BR112017020061A2 (pt) tambor de formação toroidal expansível para construir pneus, e, processo para construir pneus
WO2020128338A3 (fr) Ensemble d'anneau de turbine
RU2016140620A (ru) Радиальная турбомашина
RU2016102338A (ru) Дробильный кожух с профилированной поверхностью дробления
BR112016028347B1 (pt) Rotor para turbomáquina que compreende pás com plataformas adicionais
JP2006527326A (ja) 内燃機関のためのピストン
JP5258519B2 (ja) ターボ機械用のタービンまたは圧縮機の段
RU2015125690A (ru) Дюбель и крепежный элемент для закрепления слоя материала