RU2534333C1 - Gas turbine stator - Google Patents

Gas turbine stator Download PDF

Info

Publication number
RU2534333C1
RU2534333C1 RU2013152100/06A RU2013152100A RU2534333C1 RU 2534333 C1 RU2534333 C1 RU 2534333C1 RU 2013152100/06 A RU2013152100/06 A RU 2013152100/06A RU 2013152100 A RU2013152100 A RU 2013152100A RU 2534333 C1 RU2534333 C1 RU 2534333C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
split ring
nozzle blade
axial protrusions
nozzle
sectors
Prior art date
Application number
RU2013152100/06A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Владимир Константинович Сычев
Владимир Михайлович Язев
Валерий Алексеевич Кузнецов
Original Assignee
Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России)
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 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) filed Critical Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России)
Priority to RU2013152100/06A priority Critical patent/RU2534333C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2534333C1 publication Critical patent/RU2534333C1/en

Links

Images

Landscapes

  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

FIELD: machine building.
SUBSTANCE: gas turbine stator comprises an outer case with nozzle blade units set as per the gas flow with the split ring segments being placed between the latter. The nozzle blade units in axial direction are fixed by an L-shaped locking ring by radial ribs, and in the circumferential direction - by axial protrusions of the outer case located between the radial ribs of the nozzle blade units. The split ring segments are mounted by front tails in the radial direction between the axial protrusions of the L-shaped locking ring and axial protrusions of the nozzle blade units. In the circumferential direction the split ring segments are installed so that to form grooves between the radial ribs of the nozzle blade units and are fixed by means of the axial protrusions. The split ring segment protrusions are placed on the side of the wheel space and are directed towards the axial protrusions of the outer case. The front tail of each split ring segment is located so that the ratio of the distance between the tail of the split ring segment and the groove bottom to the transition radius from the groove bottom to the side wall of the radial rib of the nozzle blade unit amounts to 1.1-3.
EFFECT: higher reliability of a gas turbine stator.
2 cl, 3 dwg

Description

Изобретение относится к статорам газовых турбин авиационного и наземного применения.The invention relates to stators of gas turbines for aviation and ground applications.

Известен статор газовой турбины, содержащий наружный корпус и сопловые лопатки блочного исполнения (С.А. Вьюнов. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей. М.: Машиностроение, 1981, с.183, рис.4.41д.).A well-known stator of a gas turbine containing an outer casing and nozzle blades of block design (S. A. Vyunov. Design and engineering of aircraft gas turbine engines. M: Mashinostroyenie, 1981, p. 183, Fig. 4.4d.).

Недостатком такой конструкции является низкая надежность, так как блок сопловых лопаток фиксируется в осевом и окружном направлениях специальным фиксатором через отверстие в наружном корпусе, которое является концентратором напряжений.The disadvantage of this design is the low reliability, since the nozzle blade block is fixed in the axial and circumferential directions with a special clamp through the hole in the outer casing, which is a stress concentrator.

Наиболее близким к заявленному является статор газовой турбины, включающий наружный корпус с установленными по газовому потоку блоками сопловых лопаток, между которыми расположены секторы разрезного кольца (патент US №7407368, F01D 11/08, опубл. 05.08.2008 г.).Closest to the claimed one is a gas turbine stator, comprising an outer casing with nozzle blades mounted on the gas stream, between which sectors of the split ring are located (US patent No. 7407368, F01D 11/08, publ. 05.08.2008).

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее низкая надежность, так как блоки сопловых лопаток и секторы разрезного кольца зафиксированы в окружном направлении радиальными штифтами, отверстия под которые, выполненные в наружном корпусе статора, являются концентраторами напряжений.A disadvantage of the known design adopted for the prototype is its low reliability, since the nozzle blade blocks and sectors of the split ring are fixed in the circumferential direction by radial pins, the holes for which, made in the outer stator housing, are voltage concentrators.

Технический результат, который достигается изобретением, заключается в повышении надежности статора газовой турбины за счет окружной и осевой фиксации блоков сопловых лопаток и секторов разрезного кольца без дополнительных концентраторов напряжений.The technical result that is achieved by the invention is to increase the reliability of the stator of a gas turbine due to the circumferential and axial fixation of the nozzle blade blocks and sectors of the split ring without additional stress concentrators.

Заявленный технический результат достигается тем, что в статоре газовой турбины, включающем наружный корпус с установленными по газовому потоку блоками сопловых лопаток, между которыми расположены секторы разрезного кольца, блоки сопловых лопаток в осевом направлении посредством радиальных ребер зафиксированы L-образным стопорным кольцом, а в окружном направлении - осевыми выступами наружного корпуса, расположенными между радиальными ребрами блоков сопловых лопаток, при этом секторы разрезного кольца посредством передних хвостовиков установлены в радиальном направлении между осевыми выступами L-образного стопорного кольца и осевыми выступами блоков сопловых лопаток, а в окружном направлении секторы разрезного кольца установлены с образованием пазов между радиальными ребрами блоков сопловых лопаток и зафиксированы посредством осевых выступов, расположенных со стороны проточной части и направленных навстречу осевым выступам наружного корпуса, причем передний хвостовик каждого сектора разрезного кольца расположен таким образом, чтобы соблюдалось условие h/R=1,1-3,The claimed technical result is achieved by the fact that in the stator of the gas turbine, including the outer casing with nozzle blades mounted on the gas stream, between which sectors of the split ring are located, the nozzle blades are axially fixed by radial ribs with an L-shaped retaining ring, and in the circumferential direction - axial protrusions of the outer casing located between the radial ribs of the blocks of the nozzle blades, while the sectors of the split ring through the front shank in are installed in the radial direction between the axial protrusions of the L-shaped retaining ring and the axial protrusions of the nozzle blade blocks, and in the circumferential direction, the sectors of the split ring are installed with the formation of grooves between the radial ribs of the nozzle blade blocks and fixed by axial protrusions located on the flow part side and directed towards the axial protrusions of the outer casing, and the front shank of each sector of the split ring is located so that the condition h / R = 1,1-3 ,

где h - расстояние между хвостовиком сектора разрезного кольца и дном паза; where h is the distance between the shank of the split ring sector and the bottom of the groove;

R - радиус перехода от дна паза к боковой стенке радиального ребра блока сопловых лопаток.R is the radius of the transition from the bottom of the groove to the side wall of the radial rib of the nozzle blade block.

При этом количество секторов разрезного кольца равно количеству блоков сопловых лопаток.The number of sectors of the split ring is equal to the number of blocks of nozzle blades.

Фиксация блоков сопловых лопаток в осевом направлении L-образным в поперечном сечении разрезным кольцом повышает надежность статора, так как исключаются дополнительные концентраторы напряжений в виде отверстий. Также улучшается ремонтопригодность статора, так как L-образное стопорное кольцо с осевым кольцевым ребром легко демонтируется, освобождая, таким образом, блоки сопловых лопаток.Fixation of the nozzle blade blocks in the axial direction by a L-shaped cross-section in a split ring increases the reliability of the stator, since additional stress concentrators in the form of holes are excluded. The stator maintainability is also improved, since the L-shaped retaining ring with an axial annular rib is easily dismantled, thus freeing the nozzle blade blocks.

Фиксация блоков лопаток в окружном направлении относительно наружного корпуса задними радиальными ребрами относительно осевых выступов наружного корпуса, расположенными между задними радиальными ребрами блоков лопаток, повышают надежность статора турбины, так как осевые выступы корпуса расположены вне его силовой части и поэтому не уменьшают его долговечность.The fixation of the blocks of the blades in the circumferential direction relative to the outer casing with the rear radial ribs relative to the axial protrusions of the outer casing located between the rear radial ribs of the blades, increase the reliability of the turbine stator, since the axial protrusions of the casing are located outside its power part and therefore do not reduce its durability.

Размещение переднего хвостовика каждого сектора разрезного кольца в радиальном направлении между осевым выступом L-образного стопорного кольца и осевым выступом блока сопловых лопаток обеспечивает надежную радиальную фиксацию как стопорного кольца, так и переднего хвостовика сектора разрезного кольца, что повышает надежность статора.Placing the front shank of each sector of the split ring in the radial direction between the axial protrusion of the L-shaped retaining ring and the axial protrusion of the nozzle blade block provides reliable radial fixation of both the retaining ring and the front shank of the split ring sector, which increases the reliability of the stator.

Фиксация в окружном направлении секторов разрезного кольца осевыми выступами, расположенными между радиальными ребрами блоков сопловых лопаток, повышает надежность статора газовой турбины за счет отсутствия дополнительных концентраторов напряжений в силовой части наружного корпуса и блоков сопловых лопаток при минимальном весе конструкции.Fixation in the circumferential direction of the sectors of the split ring with axial protrusions located between the radial ribs of the nozzle blade blocks increases the reliability of the gas turbine stator due to the absence of additional stress concentrators in the power part of the outer casing and nozzle blade blocks with a minimum weight of the structure.

Выполнение осевых выступов корпуса и секторов разрезного кольца направленными навстречу друг к другу позволяет использовать радиальные ребра блоков лопаток как для окружной фиксации блоков относительно наружного кольца, так и для окружной фиксации секторов разрезного кольца относительно блоков лопаток и наружного кольца, что снижает трудоемкость изготовления статора и повышает его надежность.The execution of the axial protrusions of the casing and the sectors of the split ring directed towards each other allows the use of radial ribs of the blocks of the blades both for the circumferential fixation of the blocks relative to the outer ring and for the circumferential fixation of the sectors of the split ring relative to the blocks of the blades and the outer ring, which reduces the complexity of manufacturing the stator and its reliability.

Размещение осевых выступов секторов со стороны проточной части относительно осевых выступов наружного корпуса экранирует выступы корпуса от высокотемпературного потока газа из проточной части статора турбины, что повышает надежность статора.The placement of the axial protrusions of the sectors from the side of the flow part relative to the axial protrusions of the outer casing shields the casing protrusions from the high-temperature gas flow from the flowing part of the turbine stator, which increases the reliability of the stator.

Повышение технологичности конструкции достигается путем выполнения количества секторов разрезного кольца равным количеству блоков сопловых лопаток, что позволяет выполнить все блоки лопаток разрезного кольца одинаковыми между собой по геометрии.Improving the manufacturability of the design is achieved by performing the number of sectors of the split ring equal to the number of blocks of nozzle blades, which allows all blocks of blades of the split ring to be identical with each other in geometry.

Передний хвостовик каждого сектора разрезного кольца расположен таким образом, чтобы соблюдалось условие h/R=1,1-3.The front shank of each sector of the split ring is positioned so that the condition h / R = 1.1-3 is met.

При h/R<1,1 возможна пластическая деформация осевых выступов секторов разрезного кольца при сборке и при работе статора, а при h/R>3 ухудшается прочность блока сопловых лопаток.With h / R <1.1, plastic deformation of the axial protrusions of the sectors of the split ring during assembly and operation of the stator is possible, and with h / R> 3, the strength of the nozzle blade block deteriorates.

На фигуре 1 показан продольный разрез статора газовой турбины; на фиг.2 показан элемент I с фиг.1 в увеличенном виде; на фиг.3 показано сечение А-А с фиг.2.The figure 1 shows a longitudinal section of the stator of a gas turbine; figure 2 shows the element I of figure 1 in an enlarged view; figure 3 shows a section aa from figure 2.

Статор 1 газовой турбины включает наружный корпус 2 с блоками 3 сопловых лопаток, установленными по течению газа 4 в проточной части 5 по газовому потоку. Между блоками 3 сопловых лопаток установлены секторы 6 разрезного кольца 7.The stator 1 of the gas turbine includes an outer casing 2 with blocks 3 of nozzle blades mounted on the gas stream 4 in the flow part 5 through the gas stream. Between blocks 3 nozzle blades installed sectors 6 of the split ring 7.

Каждый блок 3 сопловых лопаток посредством заднего радиального ребра 8 зафиксирован в осевом направлении L-образным в поперечном сечении стопорным кольцом 9, осевой кольцевой выступ 10 которого опирается на кольцевое ребро 11 наружного корпуса 2.Each block 3 of the nozzle blades by means of a rear radial rib 8 is axially fixed by a L-shaped cross-section of the retaining ring 9, the axial annular protrusion 10 of which rests on the annular rib 11 of the outer casing 2.

В окружном направлении каждый блок 3 сопловых лопаток зафиксирован осевыми выступами 12 наружного корпуса 2, которые расположены между радиальными ребрами 8 блока 3 сопловых лопаток.In the circumferential direction, each block 3 of nozzle blades is fixed by axial protrusions 12 of the outer casing 2, which are located between the radial ribs 8 of the block 3 of nozzle blades.

Секторы 6 разрезного кольца 7 посредством передних хвостовиков 13 установлены в радиальном направлении между осевыми выступами 10 L-образного стопорного кольца 9 и осевыми выступами 14 блоков 3 сопловых лопаток, а в окружном направлении зафиксированы осевыми выступами 15, размещенными между радиальными ребрами 8 блоков 3 сопловых лопаток. Осевые выступы 12 наружного корпуса 2 и осевые выступы 15 секторов 6 направлены навстречу друг к другу, причем осевые выступы 15 секторов 6 расположены со стороны проточной части 5 по отношению к осевым выступам 12 наружного корпуса 2, что способствует снижению температуры выступов 12 и повышению надежности наружного корпуса 2.Sectors 6 of the split ring 7 by means of the front shanks 13 are mounted in the radial direction between the axial protrusions 10 of the L-shaped retaining ring 9 and the axial protrusions 14 of the nozzle blade blocks 3, and in the circumferential direction are fixed by the axial protrusions 15 located between the radial ribs 8 of the nozzle blade blocks 3 . The axial protrusions 12 of the outer casing 2 and the axial protrusions 15 of the sectors 6 are directed towards each other, and the axial protrusions 15 of the sectors 6 are located on the side of the flow part 5 with respect to the axial protrusions 12 of the outer casing 2, which helps to reduce the temperature of the protrusions 12 and increase the reliability of the outer housing 2.

Число секторов 6 разрезного кольца 7 равно числу блоков 3 сопловых лопаток, что повышает технологичность изготовления блоков 3 сопловых лопаток и секторов 6 разрезного кольца 7, а также улучшает ремонтопригодность статора 1 газовой турбины.The number of sectors 6 of the split ring 7 is equal to the number of blocks 3 of the nozzle blades, which increases the manufacturability of the manufacture of blocks 3 of the nozzle blades and sectors 6 of the split ring 7, and also improves the maintainability of the stator 1 of the gas turbine.

Для улучшения фиксации секторов 6 разрезного кольца 7 в окружном направлении, пазы 16 между радиальными ребрами 8 блоков 3 сопловых лопаток выполнены таким образом, что расстояние h от переднего хвостовика 13 каждого сектора 6 до поверхности дна 17 паза 16 больше радиуса R перехода от поверхности дна 17 к боковой стенке 18 радиального ребра 8 блока 3 сопловых лопаток.To improve the fixation of sectors 6 of the split ring 7 in the circumferential direction, the grooves 16 between the radial ribs 8 of the blocks 3 of the nozzle blades are made so that the distance h from the front shank 13 of each sector 6 to the bottom surface 17 of the groove 16 is greater than the transition radius R from the bottom surface 17 to the side wall 18 of the radial rib 8 of the block 3 nozzle blades.

Работает статор газовой турбины следующим образом.The gas turbine stator operates as follows.

При работе статора 1 газовой турбины L-образное стопорное кольцо 9 надежно защищено от газового потока 4 из проточной части 5 осевым выступом 14 блока 3 сопловых лопаток и передним хвостовиком 13 разрезного кольца 7, что способствует снижению температуры стопорного кольца 9 и надежной фиксации блока 3 сопловых лопаток.When the stator 1 of the gas turbine is operating, the L-shaped retaining ring 9 is reliably protected from the gas stream 4 from the flowing part 5 by the axial protrusion 14 of the nozzle blade unit 3 and the front shank 13 of the split ring 7, which helps to reduce the temperature of the retainer ring 9 and securely fix the nozzle unit 3 shoulder blades.

Claims (2)

1. Статор газовой турбины, включающий наружный корпус с установленными по газовому потоку блоками сопловых лопаток, между которыми расположены секторы разрезного кольца, отличающийся тем, что блоки сопловых лопаток в осевом направлении посредством радиальных ребер зафиксированы L-образным стопорным кольцом, а в окружном направлении - осевыми выступами наружного корпуса, расположенными между радиальными ребрами блоков сопловых лопаток, при этом секторы разрезного кольца посредством передних хвостовиков установлены в радиальном направлении между осевыми выступами L-образного стопорного кольца и осевыми выступами блоков сопловых лопаток, а в окружном направлении секторы разрезного кольца установлены с образованием пазов между радиальными ребрами блоков сопловых лопаток и зафиксированы посредством осевых выступов, расположенных со стороны проточной части и направленных навстречу осевым выступам наружного корпуса, причем передний хвостовик каждого сектора разрезного кольца расположен таким образом, чтобы соблюдалось условие h/R=1,1-3, где:
h - расстояние между хвостовиком сектора разрезного кольца и дном паза;
R - радиус перехода от дна паза к боковой стенке радиального ребра блока сопловых лопаток.1. The stator of the gas turbine, comprising an outer casing with nozzle blades mounted on the gas stream, between which sectors of the split ring are located, characterized in that the nozzle blades are axially fixed by an L-shaped retaining ring in the circumferential direction, and in the circumferential direction axial protrusions of the outer casing located between the radial ribs of the nozzle blade blocks, while the sectors of the split ring are installed in the radial direction by means of the front shanks between the axial protrusions of the L-shaped retaining ring and the axial protrusions of the nozzle blade blocks, and in the circumferential direction, the sectors of the split ring are established with the formation of grooves between the radial ribs of the nozzle blade blocks and fixed by axial protrusions located on the flow part side and directed towards the axial protrusions of the outer case, and the front shank of each sector of the split ring is located in such a way that the condition h / R = 1,1-3, where:
h is the distance between the shank of the split ring sector and the bottom of the groove;
R is the radius of the transition from the bottom of the groove to the side wall of the radial rib of the nozzle blade block. 2. Статор газовой турбины по п.1, отличающийся тем, что количество секторов разрезного кольца равно количеству блоков сопловых лопаток. 2. The stator of a gas turbine according to claim 1, characterized in that the number of sectors of the split ring is equal to the number of blocks of nozzle blades.
RU2013152100/06A 2013-11-25 2013-11-25 Gas turbine stator RU2534333C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2013152100/06A RU2534333C1 (en) 2013-11-25 2013-11-25 Gas turbine stator

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2013152100/06A RU2534333C1 (en) 2013-11-25 2013-11-25 Gas turbine stator

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2534333C1 true RU2534333C1 (en) 2014-11-27

Family

ID=53383016

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2013152100/06A RU2534333C1 (en) 2013-11-25 2013-11-25 Gas turbine stator

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2534333C1 (en)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2674813C1 (en) * 2017-10-05 2018-12-13 Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") Stator of gas turbine
RU190280U1 (en) * 2019-01-09 2019-06-25 Публичное Акционерное Общество "Одк-Сатурн" DEVICE FOR FIXING SEGMENT OF SEGPLATES IN THE FORCE CASE OF A TURBINE STATOR

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5848854A (en) * 1995-11-30 1998-12-15 General Electric Company Turbine nozzle retainer assembly
RU2317422C2 (en) * 2001-09-13 2008-02-20 Снекма Мотёр Turbine guide - vane assembly sector unit in housing
US7789619B2 (en) * 2006-03-30 2010-09-07 Snecma Device for attaching ring sectors around a turbine rotor of a turbomachine
RU101732U1 (en) * 2010-08-10 2011-01-27 Открытое акционерное общество "Силовые машины-ЗТЛ, ЛМЗ, Электросила, Энергомашэкспорт" (ОАО "Силовые машины") GAS TURBINE GUIDELINES
RU2465466C1 (en) * 2011-05-05 2012-10-27 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" High-temperature turbine of gas turbine engine

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5848854A (en) * 1995-11-30 1998-12-15 General Electric Company Turbine nozzle retainer assembly
RU2317422C2 (en) * 2001-09-13 2008-02-20 Снекма Мотёр Turbine guide - vane assembly sector unit in housing
US7789619B2 (en) * 2006-03-30 2010-09-07 Snecma Device for attaching ring sectors around a turbine rotor of a turbomachine
RU101732U1 (en) * 2010-08-10 2011-01-27 Открытое акционерное общество "Силовые машины-ЗТЛ, ЛМЗ, Электросила, Энергомашэкспорт" (ОАО "Силовые машины") GAS TURBINE GUIDELINES
RU2465466C1 (en) * 2011-05-05 2012-10-27 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" High-temperature turbine of gas turbine engine

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2674813C1 (en) * 2017-10-05 2018-12-13 Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") Stator of gas turbine
WO2019070157A1 (en) 2017-10-05 2019-04-11 Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") Gas turbine stator
CN111655973A (en) * 2017-10-05 2020-09-11 联合发动机制造集团股份公司 Gas turbine stator
EP3693565A4 (en) * 2017-10-05 2021-06-16 Joint-Stock Company "United Engine Corporation" (JSC "EUC") Gas turbine stator
CN111655973B (en) * 2017-10-05 2023-03-10 联合发动机制造集团股份公司 Gas turbine stator
RU190280U1 (en) * 2019-01-09 2019-06-25 Публичное Акционерное Общество "Одк-Сатурн" DEVICE FOR FIXING SEGMENT OF SEGPLATES IN THE FORCE CASE OF A TURBINE STATOR

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP2562355B1 (en) Array of rotor blades and method of installing rotor blades
EP2586990B1 (en) Integrated case and stator
RU2673361C1 (en) Device for guiding adjustable stator blades of turbine engine and method of assembling said device
US9657642B2 (en) Turbine sections of gas turbine engines with dual use of cooling air
CN104736799A (en) Securing part structure of turbine nozzle and turbine using same
US20110248452A1 (en) Axially-oriented cellular seal structure for turbine shrouds and related method
EP2400116A2 (en) Sealing device of a blade root
EP2484867A2 (en) Rotating component of a turbine engine
US20130251515A1 (en) Thermal isolation apparatus
RU2534333C1 (en) Gas turbine stator
RU2530961C1 (en) Rotor of axial gas turbine
US20130094968A1 (en) Adaptor assembly for coupling turbine blades to rotor disks
EP2984303A1 (en) Cover plate for a rotor assembly of a gas turbine engine
US9982566B2 (en) Turbomachine, sealing segment, and guide vane segment
CN105545376A (en) Turbine assembly
ATE530736T1 (en) HEAT SHIELD SEGMENT FOR A STATOR OF A GAS TURBINE
RU2638250C2 (en) Seal for gas turbine engine
EP2392784A1 (en) Steam turbine assembly and method of assembling a steam turbine
US20190032490A1 (en) Mistuned concentric airfoil assembly and method of mistuning same
EP3043031B1 (en) Vane assembly, vane set, and method of manufacturing a vane assembly
RU2538985C1 (en) High-temperature turbine stator
RU2012158346A (en) SYSTEM (OPTIONS) AND METHOD OF REDUCING VOLTAGE IN ROTOR
RU2386816C1 (en) High-temperature gas turbine
RU2273769C1 (en) Guide-vane assembly of axial-flow compressor
US8388314B2 (en) Turbine inlet casing with integral bearing housing

Legal Events

Date Code Title Description
PC41 Official registration of the transfer of exclusive right

Effective date: 20190923

QZ41 Official registration of changes to a registered agreement (patent)

Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180706

Effective date: 20210325

QZ41 Official registration of changes to a registered agreement (patent)

Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180706

Effective date: 20210520

QZ41 Official registration of changes to a registered agreement (patent)

Free format text: SUB-LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180924

Effective date: 20210701

QZ41 Official registration of changes to a registered agreement (patent)

Free format text: SUB-LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180924

Effective date: 20211018

QZ41 Official registration of changes to a registered agreement (patent)

Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180706

Effective date: 20220426