JP6534513B2

JP6534513B2 - ターボ機械

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Publication number: JP6534513B2
Application number: JP2014214261A
Authority: JP
Inventors: エミール・アシェンブルック; ジャマン・エル・マサルメ; ミハエル・ブラスヴィヒ
Original assignee: MAN Energy Solutions SE
Current assignee: MAN Energy Solutions SE
Priority date: 2013-10-24
Filing date: 2014-10-21
Publication date: 2019-06-26
Anticipated expiration: 2034-10-21
Also published as: GB2520625A; GB201418688D0; GB2520625B; US9739176B2; SE1451228A1; SE541120C2; DE102013017713B4; US20150118039A1; JP2015081607A; DE102013017713A1

Description

本発明は請求項１のおいて書き部に記載のターボ機械、特にガスタービンに関する。

例えばガスタービンなどのターボ機械が、複数のステータ側の構成グループと、複数のロータ側の構成グループを有していることは、実践から十分に知られている。ターボ機械のステータ側の構成グループにはステータ側のハウジングが属しており、当該ステータ側のハウジングには、複数のステータ側のガイド翼が、軸方向に離間されたガイド翼リングを形成しながら、複数のステータ側のガイド翼支持体を介して固定されている。すなわちステータ側のガイド翼支持体はハウジングに固定されており、ガイド翼はガイド翼支持体に固定されているとともに、当該ガイド翼支持体を介してハウジングに固定されている。ターボ機械のロータ側の構成グループには、ロータ側の動翼が属しており、当該動翼はロータ基体に固定されている。

実践から知られているターボ機械において、個々のガイド翼支持体は単独で、別個のフランジ接続を介して、対応するハウジングのフランジと結合されている。特に、ターボ機械がコンパクトな構成型式で提供されるべきである場合、そのためにフランジを軸方向および径方向において緊密に階層化することが必要である。さらにフランジを加工することは経費がかかる。

上記の点に鑑み、本発明は新式のターボ機械を創出することを課題とする。

上記の課題は請求項１に記載のターボ機械によって解決される。本発明によれば、それぞれ少なくとも二つのガイド翼支持体が共に、ハウジングのフランジに固定され、かつセンタリングされている。

本発明により、それぞれ少なくとも二つのガイド翼支持体を共に、ターボ機械のステータ側のハウジングのフランジに固定し、かつセンタリングすることが提案される。これにより必要とされるハウジングのフランジの数が低減され得る。それにより、ハウジングにおける加工経費が減少する。さらにガイド翼支持体の固定とセンタリングを行うために必要とされる要素の数が低減され得る。ターボ機械がコンパクトな構成型式で提供されるべきである場合、ハウジングのフランジの数が減少することにより、構成空間上の有利点が生じる。

ガイド翼支持体は好適に、ハウジングの個々のフランジに複数の結合要素を用いて固定されている。当該結合要素は、ガイド翼支持体のフランジであって、ハウジングの同一のフランジに共に固定かつセンタリングされているガイド翼支持体のフランジを貫通するとともに、ハウジングのフランジ内に延在している。結合要素は、複数のガイド翼支持体を共に、ハウジングのフランジに固定するための固定要素として用いられる。

有利なさらなる構成によれば、第一のガイド翼支持体をハウジングの個々のフランジにおいてターボ機械の軸方向においてセンタリングすることは、第一のガイド翼支持体のフランジが第一のフランジ面により、ハウジングのフランジのフランジ面に当接することによって行われ、第二のガイド翼支持体をハウジングの同一のフランジにおいてターボ機械の軸方向においてセンタリングすることは、第二のガイド翼支持体のフランジが、フランジ面により第一のガイド翼支持体のフランジの第二のフランジ面に当接することによって行われる。これにより、ハウジングのフランジにおいて、複数のガイド翼支持体を共に、簡単かつ効率的に軸方向においてセンタリングすることが可能である。

さらなる有利な発展的構成によれば、第一のガイド翼支持体をハウジングの個々のフランジにおいてターボ機械の径方向および周方向においてセンタリングすることは、少なくとも三つの第一のセンタリング要素が、第一のガイド翼支持体のフランジを介してハウジングのフランジ内に延在していることによって行われ、第二のガイド翼支持体をハウジングの同一のフランジにおいてターボ機械の径方向および周方向においてセンタリングすることは、少なくとも三つの第二のセンタリング要素が、第二のガイド翼支持体のフランジと第一のガイド翼支持体のフランジとを介して、ハウジングのフランジ内に延在していることによって行われる。これにより、ハウジングのフランジにおいて、複数のガイド翼支持体を共に、簡単に径方向および周方向においてセンタリングすることが可能である。

好ましくは第一のセンタリング要素内と、第二のセンタリング要素内に、孔状の凹所が設けられており、当該凹所を介して結合要素が延在する。これによりターボ機械の特にコンパクトな構成型式が可能となる。

好ましくは第一のセンタリング要素と、第二のセンタリング要素は周方向においてそれぞれ均一に配分されている。周方向においてセンタリング要素が均一に配分されていること、ならびに好ましくは周方向において結合要素が均一に配分されていることは、力とモーメントを均一に受容するために好ましい。

本発明の好適な発展的構成は従属請求項と、以下の詳細な説明に記載されている。本発明の実施の形態を図面に基づいてより詳しく説明するが、本発明は当該実施の形態に限定されるものではない。図面に示すのは以下の通りである。

ガスタービンとして実施された本発明に係るターボ機械を軸方向に切断した第一の断面を部分的に示す図である。図１をＡ−Ａで切断した図である。ガスタービンとして実施された本発明に係るターボ機械を軸方向に切断した第二の断面を部分的に示す図であり、当該第二の断面は図１の断面に対して周方向においてずらされている。図３をＢ−Ｂで切断した図である。図３をＣ−Ｃで切断した図である。ガスタービンとして実施された本発明に係るターボ機械のさらなる部分を軸方向の視線で示す図である。

本図に示す発明はターボ機械１、特にガスタービンに関する。

図１と図３はそれぞれ、本発明に係るターボ機械１を軸方向において切断した断面を、ターボ機械１のステータ側の構成グループによって示しており、図１と図３の断面は周方向において互いにずらされている。

ターボ機械１のステータ側の構成グループに関して、図１と図３において、ステータ側のハウジング２およびステータ側のガイド翼５および１９が示されている。ステータ側のガイド翼５および１９は図１において、ガイド翼支持体２１，１８を介してハウジング２に固定されており、図１と図３に示されるガイド翼支持体２１，１８は個々に、それぞれ複数のガイド翼５，１９を、それぞれガイド翼リング３５，３６を形成しながら受容している。こうしてガイド翼支持体２１に受容されているガイド翼５はガイド翼リング３５を形成し、ガイド翼支持体１８に受容されているガイド翼はガイド翼リング３６を形成している。

図１と図３に示されるガイド翼支持体２１，１８およびガイド翼５，１９に加えてターボ機械１は、複数のさらなるこのようなガイド翼支持体２１，１８およびガイド翼５，１９を有しており、当該ガイド翼は、ターボ機械１の軸方向１６において見た場合、図１に示されるガイド翼５，１９から離間している。

ターボ機械１はステータ側の構成グループに加えて、図１および図３に示されていないロータ側の構成グループ、特にロータの基体に固定されている動翼を有している。

本発明の意味において、それぞれ少なくとも二つのガイド翼支持体が共に、ハウジング２のフランジに固定され、かつセンタリングされている。すなわち、図１と図３において、当該図に示されるガイド翼支持体２１，１８は共に、ターボ機械１のハウジング２のフランジ２２に固定され、かつセンタリングされている。二つより多くのガイド翼支持体が共に、ターボ機械のハウジングのフランジに固定され、かつセンタリングされていてもよい。

ガイド翼支持体２１，１８を共に、ハウジング２のフランジ２２に固定するために、複数の結合要素１７が用いられ、当該結合要素はガイド翼支持体２１，１８のフランジ９，２３を介して延在している。図１および図２によれば結合要素１７は二つのガイド翼支持体２１，１８のフランジ９，２３を貫通してハウジング２のフランジ２２内に延在しており、ハウジング２のフランジ２２にはネジ穴２５が形成されており、当該ネジ穴に固定ネジとして形成されている結合要素１７が挿入されている。

第一のガイド翼支持体２１をハウジング２のフランジ２２において、ターボ機械の軸方向１６においてセンタリングすることは、第一のガイド翼支持体２１のフランジ９が第一のフランジ面４によって、ハウジング２のフランジ２２のフランジ面３に当接することによって行われる。

第二のガイド翼支持体１８をハウジング２の同一のフランジ２２において、ターボ機械の軸方向１６で見てセンタリングすることは、第二のガイド翼支持体１８のフランジ２３がフランジ面２８により、第一のガイド翼支持体２１のフランジ９の、第一のフランジ面４に対向する第二のフランジ面２０に当接することによって行われる。

従って第一のガイド翼支持体２１のフランジ９の第一のフランジ面４は、ハウジング２のフランジ２２のフランジ面３に接触している。第一のガイド翼支持体２１のフランジ９のフランジ面２０は、第二のガイド翼支持体１８のフランジ２３のフランジ面２８に接触している。従って第一のガイド翼支持体２１のフランジ９は、ハウジング２のフランジ２２と、第二のガイド翼支持体１８のフランジ２３との間にサンドイッチ状に配置されている。

図１および図３から分かるように、第二のガイド翼支持体１８のフランジ２３のフランジ面２８に対向するフランジ面２９に、支持リング３０が当接しており、それにより第二のガイド翼支持体１８のフランジ２３は、第一のガイド翼支持体２１のフランジ９と支持リング３０との間にサンドイッチ状に配置されている。支持リング３０は結合要素１７によってもたらされる力を第二のガイド翼支持体１８のフランジ２３に伝達する。

ガイド翼支持体２１，１８をターボ機械の軸方向１６においてセンタリングすることに加えて、ガイド翼支持体２１，１８をターボ機械の径方向１５および周方向１２においてセンタリングすることが行われる。第一のガイド翼支持体２１をハウジング２のフランジ２２においてターボ機械の径方向１５および周方向１２においてセンタリングすることは、少なくとも三つの第一のセンタリング要素２４が、第一のガイド翼支持体２１のフランジ９を介してハウジング２のフランジ２２内に延在していることによって行われる。

第二のガイド翼支持体１８をハウジング２の同一のフランジ２２においてターボ機械１の径方向１５および周方向１２においてセンタリングすることは、少なくとも三つの第二のセンタリング要素３３が、第二のガイド翼支持体１８のフランジ２３と第一のガイド翼支持体２１のフランジ９とを介して、ハウジング２のフランジ２２内に延在していることによって行われる。

個々の第一のセンタリング要素２４は第一のシリンダ状部分６を有しており、当該第一のシリンダ状部分はハウジング２のフランジ２２における孔状の凹所８内に突出している。個々の第一のセンタリング要素２４は第二の部分３７を介して、第一のガイド翼支持体２１のフランジ９における溝状の凹所１０内に突出している。

図２から最もよく分かるように、個々の第一のセンタリング要素２４の第二の部分３７は、好ましくは互いに正反対の位置にある平坦部７を有するシリンダ状の基本輪郭を有しており、当該平坦部は溝状の凹所１０の対応する平面１１に平行に設けられており、それにより平坦部７と溝状の凹所１０の対応する平面１１との間の距離は、第一のガイド翼支持体２１とハウジング２との間で、ターボ機械１の周方向１２における所定の最小の相対移動を許容する。

個々の第一のセンタリング要素２４の第二の部分３７のシリンダ状の基本輪郭の向かい合う平坦部７同士の間には、図２によれば個々のセンタリング要素２４の第二の部分３７のさらなる平面１４が延在しており、当該平面１４は湾曲された輪郭を有している。第一のガイド翼支持体２１のフランジ９内の溝状の凹所１０は対応する平面１３を有しており、当該平面は平面１４に対して、平面１３，１４の間の距離が、第一のガイド翼支持体２１とハウジング２との間で、ターボ機械１の径方向１５において所定の相対移動を許容し、それによって特にターボ機械１の作動時の構成グループの熱膨張を補償するように設けられている。

個々の第二のセンタリング要素３３は、第一のシリンダ状部分６を介して（特に図３および図４を参照）ハウジング２のフランジ２２における孔状の凹所８内と、第一のガイド翼支持体２１のフランジ９における孔状の凹所３２内に突出している。個々の第二のセンタリング要素３３はさらに、第二の部分３７を有しており、当該第二の部分は第二のガイド翼支持体１８のフランジ２３における溝状の凹所１０内に突出している（図５参照）。

このとき個々の第二のセンタリング要素３３の第二の部分３７もまた、好ましくは互いに正反対の位置にある平坦部７を有するシリンダ状の基本輪郭を有しており、当該平坦部は溝状の凹所１０の対応する平面１１に平行に設けられており、それにより平坦部と溝状の凹所の対応する面との間の距離は、第二のガイド翼支持体１８と第一のガイド翼支持体２１との間、およびそれとともに第二のガイド翼支持体１８とハウジングとの間で、ターボ機械１の周方向１２における所定の最小の相対移動を許容する。

さらに、個々の第二のセンタリング要素３３の第二の部分３７はさらなる平面１４を有しており、当該さらなる平面は平坦部７同士の間に延在しており、図５によればここでも好ましくは湾曲された輪郭を有している。第二のセンタリング要素３３の第二の部分３７の当該平面１４は、第二のガイド翼支持体１８のフランジ２３内の個々の溝状の凹所１０の対応する平面１３に対して距離を有しており、当該距離は、第二のガイド翼支持体１８と第一のガイド翼支持体２１との間、およびそれとともに第二のガイド翼支持体１８とターボ機械１のハウジング２との間で、ここでもターボ機械１の作動時の構成グループの熱変形を補償するために、ターボ機械の径方向１５における所定の相対移動が可能であるような寸法を有している。

すでに述べたように、結合要素１７は二つのガイド翼支持体２１，１８の二つのフランジ９，２３を貫通して延在している。図１、図３によればこのとき二つのセンタリング要素２４，３３内にはそれぞれ、孔状の凹所もしくは貫通孔２６，３４が設けられており、当該孔状の凹所もしくは貫通孔を介して結合要素１７が延在し得る。このような貫通孔３１は支持リング３０内にも設けられており、支持リング３０の貫通孔３１を貫通して結合要素１７が同様に延在している。

第一のセンタリング要素２４が当該第一のセンタリング要素を介して延在している結合要素１７と共に設けられているこのような円周位置において、第二のガイド翼支持体１８のフランジ２３内に貫通孔２７が設けられており、当該貫通孔を貫通して結合要素１７が延在し得る。これらの貫通孔２７は軸方向１６において見た場合、部分ごとに第一のガイド翼支持体２１のフランジ９内の溝状の凹所１０と一直線上に設けられている。

図６から最もよく分かるように、第一のセンタリング要素２４と第二のセンタリング要素３３は、周方向１２において見た場合、それぞれ均等に配分されている。

従って、それぞれ複数のガイド翼５，１９を受容することに役立つ複数のガイド翼支持体２１，１８を共に、ハウジング２のフランジ２２に固定し、かつセンタリングすることが本発明の趣旨である。これによりガイド翼支持体を固定するために必要とされるハウジング側のフランジの数が、従来技術に対して低減され得る。これによりこのようなフランジを加工するために必要である経費が減少する。さらにセンタリングと固定を行うために必要とされる固定要素とセンタリング要素の数が低減され得る。

第一のガイド翼支持体２１の径方向および周方向におけるセンタリングは、少なくとも三つの第一のセンタリング要素２４を介して行われる。当該第一のセンタリング要素はシリンダ部分６により、ハウジング２のフランジ２２の孔８内に突出しており、当該孔８にネジ穴２５が形成されており、当該ネジ穴内に、対応する雄ネジ部分を有する結合要素１７が延在している。結合要素１７を通過させるために第一のセンタリング要素２４は貫通孔２６を有している。第一のセンタリング要素２４は当該第一のセンタリング要素の第二の部分３７によって、第一のガイド翼支持体２１のフランジ９における溝１０内に突出しており、当該溝１０の長手方向延伸は径方向１５において延在する。第一のセンタリング要素２４のこれらの第二の部分３７における平坦部７は、溝状の凹所１０の対応する平面１１に対して平行に設けられており、平坦部７と平面１１との間の距離は、第一のガイド翼支持体２１とハウジング２との間の遊びを補償するための最小の周方向移動が可能であるような大きさになっている。これらの平面７，１１に対して概ね垂直に設けられている、溝１０と第一のセンタリング要素２４の第二の部分３７の平面１３，１４は、明らかに比較的大きな距離を有しており、それによって作動時に温度に規定される構成グループの膨張を径方向において補償することができる。三つの第一のセンタリング要素２４を介し、ハウジング２において第一のガイド翼支持体２１を径方向において一義的にセンタリングすることが保証されている。従って構成部材の長手方向中心軸が互いに少なからずずれることは不可能である。ハウジング２において第二のガイド翼支持体１８を径方向および周方向においてセンタリングすることは、概ねこれに類似して、すなわち少なくとも三つの第二のセンタリング要素３３を介して行われる。これらの第二のセンタリング要素３３の第一の部分６は孔８と第一のガイド翼支持体２１のフランジ９内の貫通孔３２内に延在しており、第二のセンタリング要素３３の第二の部分３７は第二のガイド翼支持体１８のフランジ２３における溝状の凹所１０内に延在している。第二のセンタリング要素３３の第二の部分３７および第二のガイド翼支持体１８のフランジ２３内の溝１０の輪郭は、第一のセンタリング要素２４の第二の部分３７および第一のガイド翼支持体２１のフランジ９内の溝状の凹所１０の輪郭と一致している。

第一のガイド翼支持体２１のフランジ９の領域には、溝状の凹所１０と貫通孔３２とが交互に設けられ、周方向において等しく配分されている。第二のガイド翼支持体１８のフランジ２３の領域には、溝状の凹所１０と貫通孔２７とが交互に設けられ、やはり円周にわたって等しく配分されている。

全てのセンタリング要素２４，３３には、固定要素１７を通過させるための貫通孔２６，３４が形成されている。

二つのガイド翼支持体２１，１８の軸方向のセンタリングは、互いに当接するフランジ面３，４と、互いに当接するフランジ面２０，２８とを介して行われ、取り付ける際、センタリング要素２４，３３は、ガイド翼支持体２１，１８のフランジ９，２３内の上記の凹所１０，２７および３２，１０を貫通して延在する。

図４から読み取れるように、図に示す第二のセンタリング要素３３のシリンダ状の部分６の直径は、第一のガイド翼支持体２１のフランジ９内の貫通孔３２の直径よりも小さい。同様に、結合要素１７の直径は、第二のガイド翼支持体１８のフランジ２３内の貫通孔２７の直径よりも小さい。これにより、ターボ機械１の作動時の構成部材の異なる熱膨張を補償することが可能となる。

本発明はターボ機械のコンパクトな構成型式を可能にする。

複数のガイド翼支持体が同時に、ターボ機械のハウジングのフランジに固定され、かつセンタリングされ得る。

これにより、対応するフランジ面の加工経費が低減する。さらに必要とされるセンタリング要素と固定要素の数が減少する。

本発明はタービンの領域においても、ガスタービンのコンプレッサの領域あるいは他のターボ機械においても、用いられる。

１ターボ機械
２ハウジング
３フランジ面
４フランジ面
５ガイド翼
６部分
７平坦部
８凹所
９フランジ
１０凹所
１１平面
１２周方向
１３平面
１４平面
１５径方向
１６軸方向
１７結合要素
１８ガイド翼支持体
１９ガイド翼
２０フランジ面
２１ガイド翼支持体
２２フランジ
２３フランジ
２４センタリング要素
２５ネジ穴
２６貫通孔
２７貫通孔
２８フランジ面
２９フランジ面
３０支持リング
３１貫通孔
３２貫通孔
３３センタリング要素
３４貫通孔
３５ガイド翼リング
３６ガイド翼リング
３７部分

Claims

ターボ機械（１）、特にガスタービンであって、ステータ側のハウジング（２）と、当該ハウジング（２）に固定されている複数のステータ側のガイド翼支持体（２１，１８）と、軸方向に離間されたガイド翼リング（３５，３６）を形成しながら、前記ガイド翼支持体（２１，１８）に固定されているステータ側のガイド翼（５，１９）と、複数のロータ側の動翼を担持しているロータとを有しているターボ機械において、
それぞれ少なくとも二つのガイド翼支持体（２１，１８）が共に、前記ハウジング（２）のフランジ（２２）に固定され、かつセンタリングされており、
前記ターボ機械の径方向（１５）および周方向（１２）において第一のガイド翼支持体（２１）を前記ハウジング（２）の前記個々のフランジ（２２）にセンタリングすることは、少なくとも三つの第一のセンタリング要素（２４）が前記第一のガイド翼支持体（２１）のフランジ（９）を介して前記ハウジング（２）の前記フランジ（２２）内に延在していることによって行われ、前記ターボ機械の径方向（１５）および周方向（１２）において第二のガイド翼支持体（１８）を前記ハウジング（２）の同一のフランジ（２２）にセンタリングすることは、少なくとも三つの第二のセンタリング要素（３３）が前記第二のガイド翼支持体（１８）のフランジ（２３）と前記第一のガイド翼支持体（２１）の前記フランジ（９）とを介して前記ハウジング（２）の前記フランジ（２２）内に延在していることによって行われる
ことを特徴とするターボ機械（１）。
前記ガイド翼支持体（２１，１８）は、複数の結合要素（１７）によって前記ハウジング（２）の個々のフランジ（２２）に固定されており、当該結合要素は、前記ハウジング（２）の同一のフランジ（２２）に共に固定かつセンタリングされている前記ガイド翼支持体（２１，１８）のフランジ（９，２３）を貫通するとともに、前記ハウジング（２）の前記フランジ（２２）内に延在していることを特徴とする請求項１に記載のターボ機械。
第一のガイド翼支持体（２１）を前記ハウジングの前記個々のフランジ（２２）において前記ターボ機械の軸方向（１６）においてセンタリングすることは、前記第一のガイド翼支持体（２１）のフランジ（９）が第一のフランジ面（４）を介して前記ハウジングの前記フランジ（２２）のフランジ面（３）に当接することによって行われ、前記ターボ機械の軸方向（１６）において第二のガイド翼支持体（１８）を前記ハウジングの同一のフランジ（２２）にセンタリングすることは、前記第二のガイド翼支持体（１８）のフランジ（２３）がフランジ面（２８）を介して前記第一のガイド翼支持体（２１）の前記フラ
ンジ（９）の第二のフランジ面（２０）に当接することによって行われることを特徴とする請求項１または２に記載のターボ機械。
個々の第一のセンタリング要素（２４）は、第一のシリンダ状部分（６）を介して、前記ハウジングの前記個々のフランジ（２２）における孔状の凹所（８）内に突出しており、個々の第一のセンタリング要素（２４）は、第二の部分（３７）を介して、前記第一のガイド翼支持体（２１）の前記フランジ（９）における溝状の凹所（１０）内に突出しており、個々の第一のセンタリング要素（２４）の前記第二の部分（３７）は、対向する平坦部（７）を有するシリンダ状の基本輪郭を有しており、当該平坦部は前記溝状の凹所（１０）の対応する平面（１１）に平行に設けられており、それにより前記平坦部と前記溝状の凹所の前記対応する平面との間の距離は、前記第一のガイド翼支持体（２１）と前記ハウジングとの間で、前記ターボ機械の周方向（１２）における所定の相対移動を許容し、個々の第一のセンタリング要素（２４）の前記第二の部分（３７）は、前記平坦部（７）同士の間に延在するさらなる平面（１４）を有しており、当該さらなる平面は、前記個々の溝状の凹所（１０）の対応する平面（１３）に対して、当該平面の間の距離が前記第一のガイド翼支持体（２１）と前記ハウジングとの間で前記ターボ機械の径方向における所定の相対移動を許容するように設けられていることを特徴とする請求項１から３のいずれか一項に記載のターボ機械。
個々の第二のセンタリング要素（３３）は、第一のシリンダ状部分（６）を介して、前記ハウジング（２）の前記個々のフランジ（２２）における孔状の凹所（８）内に、及び、前記第一のガイド翼支持体（２１）の前記フランジ（９）における孔状の凹所（３２）内に突出しており、個々の第二のセンタリング要素（３３）は、第二の部分（３７）を介して、前記第二のガイド翼支持体（１８）の前記フランジ（２３）における溝状の凹所（１０）内に突出しており、個々の第二のセンタリング要素（３３）の前記第二の部分（３７）は、対向する平坦部（７）を有するシリンダ状の基本輪郭を有しており、当該平坦部は、前記溝状の凹所（１０）の対応する平面（１１）に平行に設けられており、それにより前記平坦部と前記溝状の凹所の前記対応する平面との間の距離は、前記第二のガイド翼支持体（１８）と前記ハウジング（２）との間で、前記ターボ機械の周方向（１２）における所定の相対移動を許容し、個々の第二のセンタリング要素（３３）の前記第二の部分（３７）は、前記平坦部（７）同士の間に延在するさらなる平面（１４）を有しており、当該さらなる平面は、前記個々の溝状の凹所（１０）の対応する平面（１３）に対して、当該平面の間の距離が前記第二のガイド翼支持体（１８）と前記ハウジング（２）との間で前記ターボ機械の径方向（１５）における所定の相対移動を許容するように設けられていることを特徴とする請求項１から４のいずれか一項に記載のターボ機械。
前記第一のセンタリング要素（２４）および前記第二のセンタリング要素（３３）内に孔状の凹所（２６，３４）が設けられており、当該孔状の凹所を介して前記結合要素（１７）が延在していることを特徴とする請求項１から５のいずれか一項に記載のターボ機械。
前記第一のセンタリング要素（２４）と前記第二のセンタリング要素（３３）とは、周方向（１２）において、それぞれ均等に配分されていることを特徴とする請求項１から６のいずれか一項に記載のターボ機械。