JP2001065498A - 回転機械用のステータアッセンブリおよびステータアッセンブリ用のクリップ部材 - Google Patents

回転機械用のステータアッセンブリおよびステータアッセンブリ用のクリップ部材

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JP2001065498A
JP2001065498A JP2000241189A JP2000241189A JP2001065498A JP 2001065498 A JP2001065498 A JP 2001065498A JP 2000241189 A JP2000241189 A JP 2000241189A JP 2000241189 A JP2000241189 A JP 2000241189A JP 2001065498 A JP2001065498 A JP 2001065498A
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stator vane
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JP2000241189A
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イー．マクマホン マイケル
B Richardson Robert
ビー．リチャードソン ロバート
J Feiruson Steven
ジェイ．フェイルソン ステヴェン
Keith T Honda
ティー．ホンダ ケイス
Christopher G Demers
ジー．デマース クリストファー
Michael A Servadio
エイ．セーヴァディオ マイケル
A Walton Kevin
エイ．ウァルトン ケヴィン
James Whitton
ホイットン ジェイムス
S Reshain Jeffrey
エス．レシャイン ジェフリー
Charles R Watson
アール．ワトソン チャールズ
R Toreburei Dennis
アール．トレブレイ デニス
S Richardson Carl
エス．リチャードソン カール
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    • F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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Abstract

(57)【要約】 【課題】 許容できる水準の耐久性、交換可能性を備え
たステータベーンの列を有するステータアッセンブリを
提供する。 【解決手段】 シュラウドを有する回転機械用のステー
タアッセンブリが開示される。シュラウドにより制限さ
れることにより流路内へのステータベーン（２８）の動
きを制限する、様々な構成の詳細が展開される。一具体
的実施態様において、クリップ部材（６２）が、ステー
タベーン（２８）のベーン先端部（５２）にある開口部
（６４）を通って延びており、さらにクリップ部材（６
２）は、内向きの動きに対してステータベーン（２８）
のベーン先端部（５２）を制限するように、内側シュラ
ウド（５６）の流路でない表面に配置される。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、回転機械に使用さ
れるタイプのステータ構造体に関し、特に、作動媒体ガ
スを圧縮セクションを通して導くための圧縮セクション
の構造体に関する。
【０００２】
【従来の技術】航空機用のガスタービンエンジンなどの
軸流回転機械は、圧縮セクション、燃焼セクション、タ
ービンセクションを有する。作動媒体ガス用の環状の流
路が、エンジンのこれらのセクションを通って軸方向に
延びている。ガスは、圧縮セクション内で圧縮され、そ
の温度、圧力が上昇する。燃焼セクションにおいて、燃
料が作動媒体ガスとともに燃焼され、熱い加圧ガスの温
度を更に上昇させる。熱い作動媒体ガスは、タービンセ
クションを通して膨張され、ここで推力を発生させると
ともに、ガスから回転力としてエネルギーを抽出する。
回転力は、圧縮セクションに伝達され、流入するガスの
圧力を上昇させる。
【０００３】圧縮セクション、タービンセクションは、
エンジンを通って軸方向に延びるロータを有する。この
ロータは、回転軸Ａｒを中心に配置されている。ロータ
は、ロータと熱い作動媒体ガスとの間で回転力を伝達す
るロータブレードの列を含む。各ロータブレードは、こ
の目的のためにエアフォイルを有し、このエアフォイル
は、作動媒体流路に亘って外向きに延びている。作動媒
体ガスは、エアフォイルを通過するように導かれる。タ
ービンセクションのエアフォイルは、作動媒体ガスから
エネルギーを受け取り、回転軸を中心にロータを高速で
駆動する。圧縮セクションのエアフォイルは、エアフォ
イルがロータによって回転軸を中心に駆動されるのに従
って、作動媒体ガスを圧縮して作動媒体ガスにエネルギ
ーを伝達する。
【０００４】エンジンは、ロータの周囲に配置されたス
テータを含む。このステータは、外側ケースと、作動媒
体流路に亘って内向きに延びるステータベーンの列と、
を有する。このステータは、作動媒体流路を規定するよ
うに、この流路を中心に周方向に延びている。ステータ
は、この目的のために、外側流路壁（外側ケース）と、
この壁に支持されたシール要素とを含む。このようなシ
ール要素の例としては、周方向に延びるシール部材（ラ
ブストリップ）を有する内側シュラウドアッセンブリが
挙げられる。ラブストリップは、回転構造体の周囲に径
方向に配置されるとともに、例えば、内側シュラウドを
通ってベーンにより支持され得る。ラブストリップは、
関連するナイフの刃のように鋭いシール要素にかなり近
接して設けられており、このシール要素は、ロータ上に
周方向に延びるとともに、全体として作動媒体ガスが流
路から漏れることを防止するシールを形成する。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】ステータベーンとロー
タブレードは、作動媒体ガスがエンジンを通って流れる
間に、この作動媒体ガスを、受け入れ、相互作用し、放
出するように、設計されている。ステータベーンの列
は、圧縮セクションとタービンセクションの両方におい
て、ロータブレードの列の上流に配置される。ステータ
ベーンは、それぞれ、作動媒体ガスをロータブレードに
導くように、隣接するステータベーンに関して所定の方
法で配置されたエアフォイルを有する。圧縮セクション
の前方部分にあるエアフォイルは、流入するガスの流れ
とともにエンジンに流入する異物により、しばしば、衝
突を受ける。これらの異物は、野鳥や運転状態において
隣接する構造体から離脱し得る氷片などの大きな異物を
含む可能性がある。ファンブレードのすぐ下流にあるス
テータベーンは、隣接する構造体から外れずに、また、
回転するロータブレードの隣接する段の中の後方へ移動
せずに、これらの衝撃に耐える必要がある。
【０００６】さらに、ステータベーンは、エンジンの寿
命がある間は、たびたび交換される。交換されるベーン
は、圧縮ベーンの列の空気力学的特性が維持されるよう
に再現性のある方法で、配置されるのが好ましい。最後
に、ステータベーンにより支持されるシリコーンゴム製
のラブストリップなどのシール要素は、回転する構造体
からの激しい摩擦に耐える必要がある。そのような摩擦
は、エンジンの通常の運転状態において、あるいは、例
えば異物がエンジンに対して衝突した後に起こり得る異
常な運転状態において、発生する可能性がある。ラブス
トリップは、剥離（粘着性のない破損）せずに、また、
流路の中に移動せずに、このような激しい摩擦に耐える
必要がある。
【０００７】従って、交換後に再現性のある方法で配置
され得るステータベーンの列であって、許容できる水準
の耐久性、交換可能性を備えたステータベーンの列を有
するステータアッセンブリが求められている。
【０００８】
【課題を解決するための手段】本発明によると、ステー
タアッセンブリのベーンは、内側シュラウドの外側に配
置されたクリップ部材を有し、このクリップ部材は、ス
テータベーンに関して翼弦方向に、かつ周方向に延びて
おり、ステータベーンの先端部とクリップ部材は、内側
シュラウドアッセンブリを形成するように、弾性材料の
中に配置されている。
【０００９】本発明の一実施態様においては、クリップ
部材は、ステータベーン上の細いストリップに係合する
Ｌ形部材を有する。
【００１０】詳細な一実施態様においては、クリップ部
材は、開口部に配置されており、開口部を規定するステ
ータベーンから翼幅方向に離れている。
【００１１】具体的な実施態様においては、クリップ部
材は、一方向においてステータベーンから翼弦方向に離
れており、他の方向においてステータベーンに係合す
る。
【００１２】本発明の重要な利点は、内側シュラウドに
おけるベーンアッセンブリの拘束にあり、この利点は、
ステータベーンの先端部を拘束するように、異物による
衝撃において内側シュラウドに係合するように移動する
クリップ部材に起因する。他の利点は、摩擦による接触
によってステータベーンに係合するクリップ部材により
与えられる、ステータベーンにおける振動の減衰にあ
る。
【００１３】本発明の上述した特徴と利点は、以下の実
施の形態、添付図面によって更に明らかとなる。
【００１４】
【発明の実施の形態】図１は、ターボファンガスタービ
ンエンジンなどの回転機械１０の概略側面図である。エ
ンジンは、対称軸Ａを中心に配置されており、回転軸Ａ
ｒを有する。エンジンは、圧縮セクション１２、燃焼セ
クション１４、タービンセクション１６を含む。作動媒
体ガス用の環状の主流路１８が、エンジンのこれらのセ
クションを通って軸方向に延びている。バイパス流路２
０が、主流路１８の外側に位置する。
【００１５】エンジンは、圧縮セクション１２における
ステータ２２とロータ２４を示すために、部分的に切り
欠いてある。ステータ２２は、主流路１８の周囲で周方
向に延びる外側ケース２６（流路壁）を含む。ステータ
２２は、圧縮セクション１２におけるステータベーン２
８、ステータベーン３２により示される、ステータベー
ンの列を含む。ロータ２４は、ロータブレード３８、ロ
ータブレード４２により示される、ロータブレードの列
を有する。
【００１６】図２は、明確にするために一部を断面で示
すとともに切り欠いた、図１で示したエンジンの一部拡
大側面図である。図１、図２に示されるように、各ステ
ータベーン２８、３２は、エアフォイル３４、エアフォ
イル３６により示される、エアフォイルを有する。これ
らのエアフォイルは、作動媒体ガスが圧縮セクション１
２とタービンセクション１６を通る間に、この作動媒体
ガスの流れを導くように、外側ケースから内向きに延び
ている。
【００１７】各ロータブレード３８、４２は、エアフォ
イル４４、エアフォイル４６により示される、エアフォ
イルを有する。これらのロータブレードのエアフォイル
は、作動媒体流路に亘って径方向外向きに、ステータ２
２にかなり接近して、延びている。
【００１８】図２は、外側ケースから径方向内向きに延
びるステータベーン２８の列を示している。各ステータ
ベーン２８は、実質的に径方向に延びる翼幅方向軸Ａｓ
を中心に配置されている。ステータベーン２８は、基部
４８とベーン先端部５２を有する。ベーン先端部５２
は、エアフォイル３４の延長部である。複数のエアフォ
イルセクションが、エアフォイルの形状を規定するよう
に、翼幅方向軸Ａｓを中心に翼弦方向に亘って配置され
ている（ここで、複数とは、２つまたはそれ以上の不確
定な数を意味する）。エアフォイルは、基準方向となる
翼弦方向Ｃ、翼幅方向Ｓを有する。翼幅方向は、回転軸
Ａｒに対して実質的に垂直である。
【００１９】内側シュラウドアッセンブリ５４は、回転
軸Ａｒを中心に周方向に、ロータ２４の外向きに、延び
ている。内側シュラウドアッセンブリ５４は、周方向に
連続していてもよいし、周方向にセグメントに分けられ
ていてもよい。内側シュラウドアッセンブリ５４は、内
側シュラウド５６とラブストリップ５８を含む。内側シ
ュラウド５６は、アルミニウム製である。一実施態様に
おいては、内側シュラウド５６は、周方向に連続した環
状となる。ラブストリップ５８は、シリコーンゴムなど
の弾性材料により形成される。
【００２０】ステータベーン２８のベーン先端部５２
は、内側シュラウド５６を通って径方向に延びている。
チタン製のクリップ部材６２が、ステータのベーン先端
部５２において開口部６４を通って周方向に延びてい
る。クリップ部材６２とベーン先端部５２は、第２の弾
性材料により形成された注封部材６３の中に配置され
る。注封部材６３は、ベーン先端部５２とクリップ部材
６２を封じ込める。第２の弾性材料は、各ベーンに局部
的に配置されてもよいし、周方向に連続したバンドとし
て周方向に延びていてもよい。第３の弾性材料製の基部
層６５が、ラブストリップ５８を支持するように、周方
向に延びている。
【００２１】図３は、図２において示したステータベー
ン２８の列の一部斜視図である。図に示されるように、
外側ケースは、３つのリベット穴により示される、締結
用の複数の開口部６６を有する。
【００２２】ステータベーン２８の基部４８は、対応す
る３つのリベット穴６８を有し、各リベット穴６８は、
モネル（Ｍｏｎｅｌ）材料などの銅ニッケル組成により
形成された関連するリベットを受け入れる。リベット
は、中実のリベットであり、ステータベーン２８の基部
４８を外側ケースと係合するように、完全にリベット穴
をふさぎしっかりと固定するように圧縮されて、拡大さ
れる。
【００２３】外側ケースは、開口部７０、７０ａにより
示される、周方向に離れた複数の開口部を有する。開口
部７０は、部分的にさら穴にされて、すなわち端ぐりさ
れて、開口部７０を規定する棚部７１を残している。外
側ケースは、外向きに面した流路でない表面７２を有
し、この表面７２は、周方向に延びており、ステータベ
ーン２８の基部４８を押し付けている。外側ケース用の
十分な材料の１つは、アルミニウムである。外向きに面
した表面７２は、複数の平坦部７４、すなわち開口部７
０に隣接して配置された外側表面に加工された平らな表
面を有する。この表面は、周方向に離れていても、境界
で接していてもよい。「平坦」という用語は、妥当な加
工公差内の平面状であることを意味しており、湾曲して
いないことを意味する。
【００２４】ステータベーン２８は、外側ケースの外側
の表面（すなわち平坦部７４）に合う内向きに面した表
面７６を有する。ステータベーン２８の基部４８にある
内向きに面した表面７６は、平坦であり、当たり表面に
おける平面に位置する。基部４８のこの平面は、仕上げ
表面領域の平面（すなわち平坦部７４）と平行になって
いる。別の実施態様においては、外側ケースの仕上げ表
面は、同一平面に位置する２つの平坦部から成っていて
もよく、この２つの平坦部は、互いに角度をなしている
か、あるいは、互いに平行でしかし少しだけ径方向に離
れた平面に位置している。最も単純な方法は、外側ケー
スの各位置において仕上げ表面領域のために単一平面の
表面を提供し、この単一平面の表面に当たるステータベ
ーン２８の仕上げ表面領域のために合わせ平面を提供す
ることである。単一平面の表面は、製造の単純性、点検
の容易性、ステータベーン２８への係合可能性などの多
数の利点を有する。
【００２５】ステータベーン２８は、作動媒体の主流路
１８の中へ、作動媒体の主流路１８に亘って径方向内向
きに延びている。エアフォイル３４のスロットすなわち
開口部６４によって、エアフォイル３４がクリップ部材
６２を受け入れるようになっている。この開口部６４
は、エアフォイル３４の端部近くまで延びているが、端
部からは離れており、開口部６４を規定する比較的細い
材料の支持ストリップ７８を残している。
【００２６】図４は、より詳細に、クリップ部材６２を
含む周方向に延びる内側シュラウドアッセンブリ５４を
示しており、このクリップ部材６２は、ステータベーン
２８のベーン先端部５２にある開口部６４に配置されて
いる。図に示されるように、開口部６４とクリップ部材
６２は、内側シュラウドアッセンブリ５４の内向きに面
した表面８２から径方向に離れている。クリップ部材６
２は、ベーン先端部５２にあるスロット状の開口部６４
を規定する翼幅方向に面した表面８８、９２から、翼幅
方向に離れている。クリップ部材６２は、翼弦方向に面
した表面９４、９６から、翼弦方向に離れている。
【００２７】注封部材６３は、シリコーンゴム、その他
の適切なゴムなどの弾性材料から成り、粘着性の材料と
して内側シュラウド５６内に配置されており、この粘着
性の材料は、内側シュラウドアッセンブリ５４の一部を
形成するように、ベーン先端部５２とクリップ部材６２
とを内側シュラウド５６に接着するように、組み立てる
間、ベーン先端部５２とクリップ部材６２の周囲を流れ
る。材料の基部層６５は、この材料の周囲を流れる。こ
の構成の具体的な利点は、クリップ部材６２が、エアフ
ォイル３４のベーン先端部５２の内側シュラウド５６か
ら離れる内向きの移動を阻止することである。これは、
異物による突然の衝撃の際に起こる可能性があり、この
衝撃は、エアフォイル３４をロータアッセンブリの流路
の中に移動させる可能性があるか、そうでなければ、エ
アフォイル３４を外側ケースから遊離させる可能性があ
る。具体的な利点は、内側シュラウド５６からのベーン
先端部５２の間隔にある。これは、内側ケースと外側ケ
ースとの間の熱による寸法増大の不釣合いにより引き起
こされる直径の変化に応じて、内側シュラウド５６とス
テータベーン２８とクリップ部材アッセンブリとの間の
所定量の従順な動きを可能にする。通常、熱による寸法
増大の不釣合いは、小さい。しかしながら、より重要な
問題は、エアフォイル３４に対する異物の衝撃の際ある
いは衝撃後のエネルギーの吸収にある。衝撃力は、エア
フォイル３４に伝わり、ベーン先端部５２を径方向内向
きに引っ張ることになる。弾性材料は、衝撃のエネルギ
ーの一部を吸収し、そのうえ、内側シュラウド５６がク
リップ部材６２と係合する間に、内側シュラウド５６
は、残りのエネルギーを吸収する。弾力性のある材料
は、加速度の急激な変化に起因し、また、適用された力
に応じたステータベーン２８の加速度の割合に起因する
突然の衝撃の影響を低減する。
【００２８】図５は、ベーン先端部５２とクリップ部材
６２とエアフォイル３４の先端部との間の係合を示して
いる。クリップ部材６２は、エアフォイル３４の端部に
隣接して配置されている。クリップ部材６２は、Ｌ形の
ばね部材（すなわち保持部材）８４を有する。Ｌ形のば
ね部材８４は、ノッチ（すなわちへこみ）８６を有し、
このノッチ８６は、エアフォイル３４の先端部において
細い材料の支持ストリップ７８の１つの側面に係合する
ようにＬ形のばね部材８４を適合させる。クリップ部材
６２は、エアフォイル３４の細い支持ストリップ７８に
係合するように、もう１つの側面に別のノッチ８７を有
する。クリップ部材６２は、ステータベーン２８と同じ
く、チタン製である。この具体的な構成において、内側
シュラウドアッセンブリ５４の内側シュラウド５６は、
アルミニウム材料により形成される。チタン材料は、軽
量さにより選択されており、また、Ｌ形のばね部材８４
が恒久的に変形せずに細いストリップ状のエアフォイル
３４に係合するように撓むことが確実に可能となるよう
な偏向弾性率、降伏強さにより選択されている。部分的
な係合は、Ｌ形のばね部材８４により可能となる。この
Ｌ形のばね部材８４は、クリップ部材６２の本体に平行
して、クリップ部材６２の１つの側面から延びる１つの
部分を有し、さらに、クリップ部材６２に再び平行して
いるが、クリップ部材６２の最初の部分に対して直角に
なって延びてＬ字形を完成させているもう１つの部分を
有する。クリップ部材６２により及ぼされた力は、組み
立てる間、クリップ部材６２を所定の位置に保持する。
さらに、クリップ部材６２は、エアフォイル３４の先端
部に摩擦によって係合し、クーロン摩擦によりエアフォ
イル３４における振動を減衰させており、また、さらに
ステータベーン２８におけるあるいはステータベーン２
８からの振動エネルギーを吸収するようにエアフォイル
３４における振動の一部を弾性材料に伝えることによ
り、エアフォイル３４における振動を減衰させている。
摩擦による係合は、クリップ部材６２が開口部６４の翼
幅方向の壁から離れているので、ノッチ８６、８７にお
いて起こる。
【００２９】本発明を、その詳細な実施態様に基づいて
開示、説明してきたが、当業者であれば理解されるよう
に、請求項に係る発明の趣旨、範囲から逸脱することな
く、その形態、詳細に種々の変更を加えることができ
る。
【図面の簡単な説明】
【図１】エンジンの圧縮セクションを示すガスタービン
エンジンの一部切り欠き概略側面図である。
【図２】図１において示した圧縮セクションの一部側面
図である。
【図３】図１において示したガスタービンエンジンから
のステータベーンの斜視図である。
【図４】図３の外側ケースとステータベーンの下からの
斜視図であり、ステータベーンの先端部と内側シュラウ
ドを示す。
【図５】図４において示した斜視図の下からの拡大斜視
図である。
【符号の説明】
２８…ステータベーン ５２…ベーン先端部 ５６…内側シュラウド ６２…クリップ部材 ６４…開口部
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 ロバート ビー．リチャードソン アメリカ合衆国，メイン，ケンネバンク, ローズウッド サークル 28 (72)発明者 ステヴェン ジェイ．フェイルソン アメリカ合衆国，メイン，ファルマウス, マーストン ストリート ３ (72)発明者 ケイス ティー．ホンダ アメリカ合衆国，コネチカット，エリント ン，ドッグウッド レーン ５ (72)発明者 クリストファー ジー．デマース アメリカ合衆国，コネチカット，ウィリン トン，メイソン ロード 48 (72)発明者 マイケル エイ．セーヴァディオ アメリカ合衆国，コネチカット，トルラン ド，グース レーン 156 (72)発明者 ケヴィン エイ．ウァルトン アメリカ合衆国，コネチカット，マンチェ スター，キャリエッジ ドライヴ 29 (72)発明者 ジェイムス ホイットン アメリカ合衆国，コネチカット，イースト バーリン，グローヴ ストリート 266 (72)発明者 ジェフリー エス．レシャイン アメリカ合衆国，コネチカット，グラスト ンベリー，コネストガ ウェイ 70 (72)発明者 チャールズ アール．ワトソン アメリカ合衆国，コネチカット，ウィンザ ー，メアリー キャサリン サークル 60 (72)発明者 デニス アール．トレブレイ アメリカ合衆国，メイン，ビッドフォー ド，ウィルソン ストリート ５ (72)発明者 カール エス．リチャードソン アメリカ合衆国，メイン，サウス バーウ ィック，ナイツ ポンド ロード 205

Claims (6)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 回転機械用のステータアッセンブリであ
    って、前記回転機械は、軸Ａを中心に配置されており、
    さらに前記回転機械は、実質的に径方向に、かつ作動媒
    体流路に亘って内向きの取り付け状態で、延びる複数の
    ステータベーンを有する、回転機械用のステータアッセ
    ンブリであって、前記ステータアッセンブリは、 前記ベーンを受け入れるように、前記軸Ａに関して周方
    向に延びるシュラウドであって、前記シュラウドは、前
    記流路に向かって面する第１の側面と、取り付け状態
    と、前記第１の側面から径方向に離れた第２の側面とを
    有し、さらに前記シュラウドは、複数の開口部を有し、
    前記開口部のそれぞれは、関連するステータベーンを受
    け入れるように前記シュラウドを適合させる、シュラウ
    ドと、 前記シュラウドに係合する弾性材料であって、前記シュ
    ラウドの前記第２の側面において、前記ステータベーン
    の周囲に配置された弾性材料と、 翼幅方向に延びるエアフォイルを有する少なくとも１つ
    のステータベーンであって、前記ステータベーンは、前
    記シュラウドにある前記開口部を通って延びており、さ
    らに前記ステータベーンは、前記シュラウドの前記第２
    の側面において、先端部を有し、前記先端部は、前記シ
    ュラウドの前記第２の側面から離れたロック開口部を有
    し、前記ロック開口部は、２つの翼幅方向に面する表面
    と２つの翼弦方向に面する表面とにより規定されてい
    る、ステータベーンと、 前記シュラウドの前記第２の側面において、前記ロック
    開口部に配置されたクリップ部材であって、前記クリッ
    プ部材は、前記シュラウドを通る前記ステータベーンの
    ための前記開口部から翼幅方向に離れており、さらに前
    記クリップ部材は、前記シュラウドにある前記ロック開
    口部を越えるように、前記ステータベーンに関して翼弦
    方向に、かつ前記ステータベーンに関して周方向に延び
    ている、クリップ部材と、を備えたステータアッセンブ
    リであって、 前記ステータベーンの前記先端部と前記クリップ部材
    は、内側シュラウドアッセンブリを形成するように、前
    記弾性材料の中に配置されており、さらに運転状態にお
    いて、前記シュラウドを通る前記ステータベーンの前記
    先端部の動きが、前記シュラウドに対して働きかけると
    ともに係合する前記クリップ部材によって止められるこ
    とを特徴とする回転機械用のステータアッセンブリ。
  2. 【請求項２】 前記クリップ部材は、前記ステータベー
    ンの前記先端部にある前記ロック開口部の前記翼幅方向
    に面する表面から径方向に離れていることを特徴とする
    請求項１記載のステータアッセンブリ。
  3. 【請求項３】 前記クリップ部材は、前記ステータベー
    ンの前記先端部にある前記ロック開口部を規定する前記
    ステータベーンの前記翼弦方向に面する表面の１つに係
    合しており、前記クリップ部材と前記ステータベーンと
    の摩擦による接触が、前記ステータベーンにおける振動
    を減衰させることを特徴とする請求項２記載のステータ
    アッセンブリ。
  4. 【請求項４】 回転機械のステータアッセンブリのステ
    ータベーン用のクリップ部材であって、前記クリップ部
    材は、基部と、前記基部から延びる保持部材とを有し、
    前記保持部材は、前記基部から離れて前記基部と前記保
    持部材との間に隙間を残し、前記隙間は、前記ステータ
    ベーンに係合するように前記クリップ部材を適合させ、
    前記保持部材は、取り付け状態で、前記基部を前記ステ
    ータベーンに押し付けるように、前記基部のばね率より
    大きいばね率を有していることを特徴とする回転機械の
    ステータアッセンブリのステータベーン用のクリップ部
    材。
  5. 【請求項５】 前記保持部材は、前記基部に取り付けら
    れたＬ形部材であることを特徴とする請求項４記載のク
    リップ部材。
  6. 【請求項６】 前記保持部材は、前記基部に面したノッ
    チを有し、前記ノッチは、前記ステータベーンに係合す
    るようにクリップ部材を適合させることを特徴とする請
    求項５記載のクリップ部材。
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Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2007255224A (ja) * 2006-03-20 2007-10-04 Mitsubishi Heavy Ind Ltd タービン翼及びガスタービン
KR100814734B1 (ko) * 2006-09-25 2008-03-19 동양전자산업 주식회사 콘센트보호 커버
JP2010156334A (ja) * 2008-12-31 2010-07-15 General Electric Co <Ge> ガスタービエンジン用のステータ組立体
CN102454421A (zh) * 2010-10-20 2012-05-16 通用电气公司 具有用于控制流体动态的凹槽的旋转机械
JP2012518109A (ja) * 2009-02-13 2012-08-09 シーメンス アクティエンゲゼルシャフト 低ギャップ損失および低拡散器損失を備えたガスタービンのための軸流ターボコンプレッサ
JP2017078425A (ja) * 2015-10-20 2017-04-27 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ タービンノズルのための付加製造された接続

Families Citing this family (83)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6425736B1 (en) * 1999-08-09 2002-07-30 United Technologies Corporation Stator assembly for a rotary machine and method for making the stator assembly
US6543995B1 (en) * 1999-08-09 2003-04-08 United Technologies Corporation Stator vane and stator assembly for a rotary machine
DE60026687T2 (de) * 2000-12-06 2006-11-09 Techspace Aero S.A. Statorstufe eines Verdichters
EP1213483B1 (fr) * 2000-12-06 2006-03-15 Techspace Aero S.A. Etage redresseur d'un compresseur
US6619917B2 (en) * 2000-12-19 2003-09-16 United Technologies Corporation Machined fan exit guide vane attachment pockets for use in a gas turbine
US6984108B2 (en) * 2002-02-22 2006-01-10 Drs Power Technology Inc. Compressor stator vane
US7651319B2 (en) * 2002-02-22 2010-01-26 Drs Power Technology Inc. Compressor stator vane
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
US6843638B2 (en) * 2002-12-10 2005-01-18 Honeywell International Inc. Vane radial mounting apparatus
US7025563B2 (en) * 2003-12-19 2006-04-11 United Technologies Corporation Stator vane assembly for a gas turbine engine
US7195453B2 (en) * 2004-08-30 2007-03-27 General Electric Company Compressor stator floating tip shroud and related method
GB2427900B (en) * 2005-07-02 2007-10-10 Rolls Royce Plc Vane support in a gas turbine engine
US7637718B2 (en) * 2005-09-12 2009-12-29 Pratt & Whitney Canada Corp. Vane assembly with outer grommets
US7530782B2 (en) * 2005-09-12 2009-05-12 Pratt & Whitney Canada Corp. Foreign object damage resistant vane assembly
US7628578B2 (en) * 2005-09-12 2009-12-08 Pratt & Whitney Canada Corp. Vane assembly with improved vane roots
US7413400B2 (en) * 2005-09-12 2008-08-19 Pratt & Whitney Canada Corp. Vane assembly with grommet
US7481618B2 (en) * 2005-12-21 2009-01-27 Rolls-Royce Plc Mounting arrangement
US7635251B2 (en) * 2006-06-10 2009-12-22 United Technologies Corporation Stator assembly for a rotary machine
DE102006050907A1 (de) * 2006-10-28 2008-05-15 Man Turbo Ag Leitvorrichtung einer Strömungsmaschine sowie Leitschaufel für eine derartige Leitvorrichtung
US7854586B2 (en) 2007-05-31 2010-12-21 United Technologies Corporation Inlet guide vane inner air seal surge retaining mechanism
US20090110552A1 (en) * 2007-10-31 2009-04-30 Anderson Rodger O Compressor stator vane repair with pin
FR2922950B1 (fr) * 2007-10-31 2014-05-09 Snecma Cartouche de materiau abradable
US8096746B2 (en) * 2007-12-13 2012-01-17 Pratt & Whitney Canada Corp. Radial loading element for turbine vane
EP2072760B1 (fr) 2007-12-21 2012-03-21 Techspace Aero Dispositif de fixation d'aubes à une virole d'étage de stator d'une turbomachine et procédé de fixation associé
EP2075415B1 (fr) * 2007-12-27 2016-10-19 Techspace Aero Structure annulaire de stator allégée pour turbomoteur d'aéronef
US8511983B2 (en) 2008-02-19 2013-08-20 United Technologies Corporation LPC exit guide vane and assembly
US8151422B2 (en) 2008-09-23 2012-04-10 Pratt & Whitney Canada Corp. Guide tool and method for assembling radially loaded vane assembly of gas turbine engine
US20100126018A1 (en) * 2008-11-25 2010-05-27 General Electric Company Method of manufacturing a vane with reduced stress
US8277166B2 (en) * 2009-06-17 2012-10-02 Dresser-Rand Company Use of non-uniform nozzle vane spacing to reduce acoustic signature
US8157507B1 (en) * 2010-01-19 2012-04-17 Florida Turbine Technologies, Inc. Damped stator assembly
US8544173B2 (en) * 2010-08-30 2013-10-01 General Electric Company Turbine nozzle biform repair
FR2964411B1 (fr) * 2010-09-06 2012-08-24 Messier Dowty Sa Aube de turboreacteur, notamment une aube de redresseur, et turboreacteur recevant de telles aubes
FR2964427B1 (fr) * 2010-09-06 2014-05-09 Messier Dowty Sa Carter de turboreacteur et turboreacteur recevant de tels carters
US8966755B2 (en) 2011-01-20 2015-03-03 United Technologies Corporation Assembly fixture for a stator vane assembly
US8966756B2 (en) 2011-01-20 2015-03-03 United Technologies Corporation Gas turbine engine stator vane assembly
US9121283B2 (en) 2011-01-20 2015-09-01 United Technologies Corporation Assembly fixture with wedge clamps for stator vane assembly
US8696311B2 (en) 2011-03-29 2014-04-15 Pratt & Whitney Canada Corp. Apparatus and method for gas turbine engine vane retention
US8979490B2 (en) * 2011-09-29 2015-03-17 Hamilton Sundstrand Corporation Fan inlet diffuser housing riveted center body retention
US9097124B2 (en) * 2012-01-24 2015-08-04 United Technologies Corporation Gas turbine engine stator vane assembly with inner shroud
US9045985B2 (en) 2012-05-31 2015-06-02 United Technologies Corporation Stator vane bumper ring
US20140023506A1 (en) * 2012-07-20 2014-01-23 General Electric Company Damper system and a turbine
US9434031B2 (en) 2012-09-26 2016-09-06 United Technologies Corporation Method and fixture for airfoil array assembly
EP2735707B1 (fr) * 2012-11-27 2017-04-05 Safran Aero Boosters SA Redresseur de turbomachine axiale avec virole interne segmentée et compresseur associé
EP2746538B1 (fr) 2012-12-24 2016-05-18 Techspace Aero S.A. Plaquette de retenue d'aube de redresseur de turbomachine avec découpes internes
EP2762681B1 (fr) 2013-02-04 2017-09-06 Safran Aero Boosters SA Tambour de rotor de turbomachine axiale et turbomachine associée
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
EP2964887B1 (en) 2013-03-08 2019-06-26 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Method for forming a gas turbine engine composite airfoil assembly and corresponding airfoil assembly
US10465541B2 (en) 2013-03-15 2019-11-05 United Technologies Corporation Gas turbine engine stator vane assembly with split shroud
US9840929B2 (en) * 2013-05-28 2017-12-12 Pratt & Whitney Canada Corp. Gas turbine engine vane assembly and method of mounting same
EP2886802B1 (fr) * 2013-12-20 2019-04-10 Safran Aero Boosters SA Joint de virole interne de dernier étage de compresseur de turbomachine axiale
FR3018308B1 (fr) * 2014-03-06 2016-04-08 Herakles Secteur de stator pour turbomachine et son procede de fabrication
EP2937517B1 (fr) 2014-04-24 2019-03-06 Safran Aero Boosters SA Stator de turbomachine axiale et turbomachine associée
EP3186486B1 (fr) * 2014-08-26 2019-06-19 Safran Aircraft Engines Aube de redresseur en matériau composite à brides de fixation décalées pour moteur à turbine à gaz
BE1022513B1 (fr) * 2014-11-18 2016-05-19 Techspace Aero S.A. Virole interne de compresseur de turbomachine axiale
DE102015205424A1 (de) * 2015-03-25 2016-09-29 Ebm-Papst Mulfingen Gmbh & Co. Kg Nachleitrad
US9988918B2 (en) * 2015-05-01 2018-06-05 General Electric Company Compressor system and airfoil assembly
US10494936B2 (en) * 2016-05-23 2019-12-03 United Technologies Corporation Fastener retention mechanism
US10450878B2 (en) * 2016-07-06 2019-10-22 United Technologies Corporation Segmented stator assembly
US10633988B2 (en) 2016-07-06 2020-04-28 United Technologies Corporation Ring stator
US10450897B2 (en) * 2016-07-18 2019-10-22 General Electric Company Shroud for a gas turbine engine
US10472979B2 (en) 2016-08-18 2019-11-12 United Technologies Corporation Stator shroud with mechanical retention
US10465712B2 (en) * 2016-09-20 2019-11-05 United Technologies Corporation Anti-rotation stator vane assembly
US10415592B2 (en) * 2016-10-21 2019-09-17 United Technologies Corporation Shroud for gas turbine engine
US10767502B2 (en) 2016-12-23 2020-09-08 Rolls-Royce Corporation Composite turbine vane with three-dimensional fiber reinforcements
FR3063313B1 (fr) * 2017-02-28 2022-10-28 Safran Aircraft Engines Agencement d'entree de moteur d'aeronef comprenant un decoupleur mecanique
RU2656168C1 (ru) * 2017-04-13 2018-05-31 Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") Спрямляющий аппарат компрессора газотурбинного двигателя
US10655502B2 (en) 2017-05-26 2020-05-19 United Technologies Corporation Stator assembly with retention clip for gas turbine engine
US10533456B2 (en) 2017-05-26 2020-01-14 United Technologies Corporation Stator assembly with contoured retention clip for gas turbine engine
US10590783B2 (en) 2017-05-26 2020-03-17 United Technologies Corporation Stator assembly with retention clip for gas turbine engine
US10557412B2 (en) * 2017-05-30 2020-02-11 United Technologies Corporation Systems for reducing deflection of a shroud that retains fan exit stators
US10767503B2 (en) * 2017-06-09 2020-09-08 Raytheon Technologies Corporation Stator assembly with retention clip for gas turbine engine
US10724389B2 (en) * 2017-07-10 2020-07-28 Raytheon Technologies Corporation Stator vane assembly for a gas turbine engine
US10900364B2 (en) 2017-07-12 2021-01-26 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine stator vane support
US10619498B2 (en) 2017-09-06 2020-04-14 United Technologies Corporation Fan exit stator assembly
US20190078469A1 (en) * 2017-09-11 2019-03-14 United Technologies Corporation Fan exit stator assembly retention system
US20190234222A1 (en) * 2018-01-30 2019-08-01 United Technologies Corporation Angled vane slot
US10808559B2 (en) 2018-06-01 2020-10-20 Raytheon Technologies Corporation Guide vane retention assembly for gas turbine engine
FR3091725B1 (fr) * 2019-01-14 2022-07-15 Safran Aircraft Engines Ensemble pour une turbomachine
US11268394B2 (en) * 2020-03-13 2022-03-08 General Electric Company Nozzle assembly with alternating inserted vanes for a turbine engine
CN111594276A (zh) * 2020-05-19 2020-08-28 哈尔滨汽轮机厂有限责任公司 一种汽轮机整体式喷嘴组用***带及其加工、装配方法
RU2755446C1 (ru) * 2020-07-23 2021-09-16 Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") Спрямляющий аппарат компрессора газотурбинного двигателя
US11879360B2 (en) 2020-10-30 2024-01-23 General Electric Company Fabricated CMC nozzle assemblies for gas turbine engines
US11428160B2 (en) 2020-12-31 2022-08-30 General Electric Company Gas turbine engine with interdigitated turbine and gear assembly

Family Cites Families (26)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3123187A (en) * 1964-03-03 Attaching devices
GB695724A (en) * 1950-08-01 1953-08-19 Rolls Royce Improvements in or relating to structural elements for axial-flow turbo-machines such as compressors or turbines of gas-turbine engines
US2812159A (en) * 1952-08-19 1957-11-05 Gen Electric Securing means for turbo-machine blading
US3343806A (en) 1965-05-27 1967-09-26 Gen Electric Rotor assembly for gas turbine engines
BE791375A (fr) * 1971-12-02 1973-03-01 Gen Electric Deflecteur et amortisseur pour ailettes de turbomachines
US3867066A (en) 1972-03-17 1975-02-18 Ingersoll Rand Co Gas compressor
US3836282A (en) * 1973-03-28 1974-09-17 United Aircraft Corp Stator vane support and construction thereof
US3849023A (en) 1973-06-28 1974-11-19 Gen Electric Stator assembly
US4164725A (en) * 1977-08-01 1979-08-14 Wiebe Gerald L Three-piece solderless plug-in electrically conducting component
FR2404102A1 (fr) 1977-09-27 1979-04-20 Snecma Couronne d'aubage fixe pour turbomachine axiale et son procede de realisation
FR2452590A1 (fr) 1979-03-27 1980-10-24 Snecma Garniture d'etancheite amovible pour segment de distributeur de turbomachine
US4395195A (en) 1980-05-16 1983-07-26 United Technologies Corporation Shroud ring for use in a gas turbine engine
US4621976A (en) * 1985-04-23 1986-11-11 United Technologies Corporation Integrally cast vane and shroud stator with damper
US4655682A (en) * 1985-09-30 1987-04-07 United Technologies Corporation Compressor stator assembly having a composite inner diameter shroud
US4721434A (en) * 1986-12-03 1988-01-26 United Technologies Corporation Damping means for a stator
US5022824A (en) * 1988-10-07 1991-06-11 United Technologies Corporation Pinned airfoil propeller blade
GB8922339D0 (en) 1989-10-04 1989-11-22 Rolls Royce Plc Improvements in or relating to labyrinth seal structures
US5062767A (en) * 1990-04-27 1991-11-05 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Segmented composite inner shrouds
US5046246A (en) * 1990-09-12 1991-09-10 Westinghouse Electric Corp. Securing machine parts together with the aid of connecting pins
US5215432A (en) * 1991-07-11 1993-06-01 United Technologies Corporation Stator vane damper
FR2697285B1 (fr) * 1992-10-28 1994-11-25 Snecma Système de verrouillage d'extrémités d'aubes.
US5681142A (en) * 1993-12-20 1997-10-28 United Technologies Corporation Damping means for a stator assembly of a gas turbine engine
DE19507673C2 (de) * 1995-03-06 1997-07-03 Mtu Muenchen Gmbh Leitrad für Turbomaschinen
FR2743603B1 (fr) * 1996-01-11 1998-02-13 Snecma Dispositif de jonction de segments d'un distributeur circulaire a un carter de turbomachine
US5846050A (en) * 1997-07-14 1998-12-08 General Electric Company Vane sector spring
US6296443B1 (en) * 1999-12-03 2001-10-02 General Electric Company Vane sector seating spring and method of retaining same

Cited By (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2007255224A (ja) * 2006-03-20 2007-10-04 Mitsubishi Heavy Ind Ltd タービン翼及びガスタービン
KR100814734B1 (ko) * 2006-09-25 2008-03-19 동양전자산업 주식회사 콘센트보호 커버
JP2010156334A (ja) * 2008-12-31 2010-07-15 General Electric Co <Ge> ガスタービエンジン用のステータ組立体
JP2012518109A (ja) * 2009-02-13 2012-08-09 シーメンス アクティエンゲゼルシャフト 低ギャップ損失および低拡散器損失を備えたガスタービンのための軸流ターボコンプレッサ
CN102454421A (zh) * 2010-10-20 2012-05-16 通用电气公司 具有用于控制流体动态的凹槽的旋转机械
JP2017078425A (ja) * 2015-10-20 2017-04-27 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ タービンノズルのための付加製造された接続
US10184344B2 (en) 2015-10-20 2019-01-22 General Electric Company Additively manufactured connection for a turbine nozzle

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