JPH03213602A - ガスタービンエンジンの当接セグメントを連結する自己冷却式ジョイント連結構造 - Google Patents

ガスタービンエンジンの当接セグメントを連結する自己冷却式ジョイント連結構造

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JPH03213602A
JPH03213602A JP2224528A JP22452890A JPH03213602A JP H03213602 A JPH03213602 A JP H03213602A JP 2224528 A JP2224528 A JP 2224528A JP 22452890 A JP22452890 A JP 22452890A JP H03213602 A JPH03213602 A JP H03213602A
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JP
Japan
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slot
segment
segments
band
groove
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Application number
JP2224528A
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English (en)
Inventor
John H Starkweather
ジョン・ハワード・スタークウェザー
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General Electric Co
Original Assignee
General Electric Co
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Publication date
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    • 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
    • F01D11/005—Sealing means between non relatively rotating elements

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  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 発明の技術分野 この発明は、ガスタービンエンジン、特にガスタービン
エンジン内の円周方向に延在するセグメント、たとえば
タービンバンド、シュラウド、ブレードプラットホーム
および／または燃焼器シングルの互いに当接する端部同
士の自己冷却式ジヨイント連結構造に関する。
発明の背景 ガスタービンエンジンの設計にあたって考慮すべきもっ
とも重要な事項の一つは、エンジンの種々の構成要素を
安全な動作温度に維持すること確保することである。こ
のことは、エンジン内の最高の動作温度にさらされる、
燃焼器およびタービンの構成要素について特にそうであ
る。
ガスタービンエンジンのタービンにおいて、たとえば、
熱効率の高さはタービン入口温度の高さに依存する。一
方、タービン入口温度はタービンブレードおよびノズル
案内ベーンを形成する材料か安全に耐えることのできる
熱により制限される。
これらの構成要素を製造するのに用いる種類の材料の改
良に加えて、常時空気冷却を行って、タビンの環境作動
温度かブレードおよびノズル案内ベーンを形成する材料
の融点を越えても、その−体性に何の影響も与えないよ
うにしている。
ガスタービンエンジンのタービン、燃焼器その他の部分
の構成要素を効果的かつ均一に冷却するため、種々の技
術か採用されている。たとえば、タービン・ノズルセグ
メントは、通常、空気衝突、気膜、ビンフィン、対流／
気膜穴および熱障壁（バリア）コーティングの組み合わ
せによって冷却している。固定のノズル案内ベーンで相
互連結した内側バンドと外側バンドを構成する各ノズル
セグメントは、このような冷却技術を組み合わせて適用
して、そのバンドおよびノズル案内ベーンの内部および
外部温度両方を下げる。
ガスタービンエンジンのタービン・ノズル・セグメント
その他の構成要素を冷却する際に問題となるひとつの区
域は、互いに当接するノズルセグメント間のジヨイント
連結の区域である。熱的フープ応力を防止するために、
ノズル案内ベーンを支持する内側バンドおよび外側バン
ドをセグメント（分割）化しなければならない。すなわ
ち、それぞれ円弧状の内側および外側バンドを有する多
数のタービン−ノズル中セグメントがタービンのまわり
を円周方向に延在し、それらの側端部で互いに当接する
。通常、隣接するタービン・ノズル・セグメントの当接
する側端部にスロットまたはポケットを形成し、これら
の当接セグメントのスロットにシール部材を挿入して両
者間にシールを形成する。本発明者は、この当接セグメ
ント間のシール区域の冷却が、ノズル・セグメントの内
側および外側バンドの残りの部分の冷却より効率が悪く
、ノズル・セグメントに沿った熱分布が不均一になるこ
とを発見した。
当接するタービン・ノズル・セグメント間のジヨイント
連結部またはシール区域の冷却を改良しようとする幾つ
かの試みがなされているが、いずれの設計にも問題があ
った。一つの設計は、シル区域から空気の衝突する外側
および内側バンドの区域への熱の伝導に基づくものであ
る。気膜冷却、すなわち内側および外側バンドの表面に
ごく近接して冷却空気を流す技術も、シール区域の冷却
に用いられている。さらに他の設計では、空気をシール
から漏らしてシール区域に必要な冷却を達成する。冷却
空気の衝突する内側および外側バンドの区域への熱の伝
導と、シール区域の気膜冷却はいずれも、シール領域を
適切に冷却するのに無効であることを確かめた。シール
からの冷却空気の漏洩は必要な冷却を行うのに十分であ
るか、このような空気の漏れがノズル・セグメントの当
接する側端部に沿って不均一になり、その内側および外
側バンドが局部的に極めて熱くなる恐れがあり、シール
が密接に着座し、そこを通り過ぎる冷却空気の流れを妨
げるところでは、特にそうである。
当接するノズル・セグメント間のシール区域を冷却する
ために提案されている別の技術では、シル領域と冷却空
気の衝突する内側および／または外側バンドの側面との
間に対流穴を形成する。
ガスタービンエンジンか作動するガスの温度によっては
、比較的多数の対流穴が必要であるる。このような多数
の穴の穿孔は経費かかかり、位置決め公差の維持も困難
である。その上、多数の対流穴をあけると、その部分に
局部的な応力集中をもたらすことになり、その部分が弱
くなる。さらに、このような対流穴はノズルセグメント
の内側および外側バンドの高熱側、すなわちガス側に設
けられた熱障壁コーティングを不連続にし、このため熱
障壁コーティングの効果か低減する。
発明の要旨 したがって、この発明の目的は、ガスタービンエンジン
のセグメント、たとえばタービンのノズル・セグメント
の当接する端部間のジヨイント連結部であって、当接セ
グメント間のシール領域を効果的に冷却し、シール領域
への応力集中を軽減し、セグメントに設けられた熱障壁
コーティングの一体性を維持し、シール領域での冷却空
気の流れを制御することのできるジヨイント連結部を提
供することにある。
これらの目的を達成するために、ガスタービンエンジン
における当接するセグメント、たとえばタービンのター
ビン・ノズル拳セグメント用のジヨイント連結部では、
各タービン◆ノズル・セグメントの内側および外側バン
ド両方の側端部に長さ方向に延在するポケットまたはス
ロットを形成する。このスロットは、側端部の端面から
内側および外側バンドの内部に向かって延在する。内側
および外側バンドの側端に形成したスロットは、大体Ｕ
形で、内壁、外壁およびこれらを連結する内部側壁を画
定する。現在のところ好適な実施例では、各Ｕ形スロッ
トの内壁および外壁の一方に、内部側壁から内側および
外側バンドの側端部の端面まて延在する多数のチャンネ
ルまたは溝を形成する。
２つの隣接するタービン・ノズルセグメントの当接する
側端部に設けたＵ形スロットとスロットの間にシール部
材を延在させ、シール部材か各ノズルセグメントのＵ形
スロットの内壁または外壁に形成した溝に重なるように
する。こうして当接するノズル・セグメントのシール領
域に空気流路を形成し、冷却空気をシール部材の片側に
送り、ノズルセグメントの当接する内側および外側バン
ドのＵ形スロットそれぞれからシール部材の端部をまわ
り、ついでＵ形スロットの内壁または外壁を通って、シ
ール部材の反対側に流す。
したがって、この発明は、ガスタービンエンジンのター
ビンにおける隣接するノズル・セグメントの当接する側
端部の間に位置するシール部材のまわりに、冷却空気の
制御された「漏れ」を生じさせるという思想に基づいて
いる。冷却空気をシール部材の片側から、反対側へ制御
された流れ方で導く。すなわち、冷却空気の流れをノズ
ル・セグメントの当接する側端部のＵ形スロットに長さ
方向に間隔をあけて形成した多数の溝に差し向け、こう
して冷却空気をノズルセグメントの側端部の長さ方向範
囲に沿って均一に分布させる。これは、シール領域全体
をノズル・セグメントの内側および外側バンドの残りの
部分およびノズル・セグメント間に連結されたノズル案
内ベーンと大体同じ温度に均一に冷却するのに効果的で
ある。
この発明の構成の利点として、シール区域を冷却するた
めの対流穴を、内側および外側バンドのＵ形スロットの
内壁または外壁に溝を形成することによって少なくする
かなくすことかできる。冷却空気の衝突する内側および
外側バンドの側面からシール領域まで延在する、このよ
うな対流穴は、適正に位置決めするのが困難であり、そ
の形成部分に応力集中を生じさせ、特に多数の対流穴が
必要なとき顕著である。このような対流穴を少なくする
かなくすことにより、ノズルセグメントの内側および外
側バンドの高熱側またはガス側に設けた熱障壁コーティ
ングの途切れも少なくなる。
実施例の記載 この発明の現在のところ好適な構造、作動および効果を
更に明瞭にするために、以下に、図面を参照しなからこ
の発明の実施例を詳細に説明する。
第１図に、第１タービン・ノズル・セグメント１０およ
び第２ノズル・セグメント１２の一部を、互いに当接し
、ガスタービンエンジンのタービン内に本質的に連続な
円周方向に延在するノズル・セグメント段の一部を形成
するものとして示しである。ここでは、タービン・ノズ
ル・セグメント１０の構成だけを詳しく説明する。なお
、他方のノズル・セグメント１２およびタービン内の残
りのノズル・セグメントはすべて構造的にも機能的にも
同一である。
タービン・ノズル・セグメント１０は、内側バンド１４
、外側バンド１６およびこれらの内側バンド１４と外側
バンド１６との間に連結された１対のノズル案内ベーン
１８，２０を備える。ノズル・セグメント１０の内側バ
ンド１４には、それぞれ端面２６を有する側端部２２お
よび２４が両側に形成されている。同様に、ノズル・セ
グメント１０の外側バンド１６には、それぞれ端面２９
を何する側端部２７および２８か両側に形成されている
。組み立てた位置で、内側バンド１４の側端部２２．２
４および外側バンド１６の側端部２７２８は、隣りのノ
ズル・セグメント、たとえばノズル・セグメント１２の
同一構造に当接して、ガスタービンエンジンのタービン
内に本質的に連続な円周方向に延在するノズル・セグメ
ント段を形成する。
内側バンド１４の側端部２２．２４および外側ハント１
６の側端部２７．２８には、それぞれ、長さ方向に延在
するポケットまたはスロット３０か形成されている。こ
こでは、セグメント１０゜１２の外側バンド１６の当接
する側端部２７，２８に形成したスロット３０を詳しく
説明する。なオ内側バンド１４のスロット３０も構造、
機能とも同一である。
第２図および第３図に、ノズル・セグメント１０および
１２の外側バンド１６のジヨイント連結を図示する。セ
グメント１０の外側バンド・１６の側端部２８は、セグ
メント１２の外側バンド１６の側端部２７に当接する。
当接する外側バンド１６間のギャップまたは空間を、第
２図および第３図では図示の目的上誇張しである。各外
側バンド１６の側端部２７．２８のスロット３０はほぼ
Ｕ形で、側端部２７．２８の端面２９から各外側バント
１６の内部に向かって延在する。各Ｕ形スロット３０は
内壁３２、外壁３４およびそれらをつなく円弧状の内部
側壁３６を有する。現在のところ好適な実施例では、内
壁３２にスロット３０の長さに沿って多数のチャンネル
または溝３８を長さ方向に間隔をあけて形成する。これ
らの溝３８は、内部側壁３６の一部から外側バンド１６
の側端部２７または２８の端面２９まで延在する（第４
図参照）。
内側表面４２、外側表面４４および互いに反対側の端部
４６，４８を有するシール部材４０が、隣り合うノズル
セグメント１０と１２との間のギャップをまたぎ、その
外側バンド１６の当接する側端部２７および２８に形成
された長さ方向スロット３０内に延在する。この位置で
、シール部材４０の内側表面４２かスロット３０の内壁
３２の上に乗り、その内壁３２に沿って形成された溝３
８に重なる。シール部材４０が、当接する外側ノくンド
１６の各側端部２７．２８の端面２９から内部側壁３６
に向かって延在するか、側壁３６に接触しないのか好ま
しい。
この発明による当接するノズル・セグメント１０および
１２間のジヨイント連結の目的は、両者間の「シール区
域または領域」、すなわち内側１＜ンド１４の当接する
側端２２，２４と外側／ベンド１６の当接する側端部２
７．２８の区域への冷却空気の流れを許容することにあ
る。シール部材４０とスロット３０の形状により、シー
ル区域を効果的に冷却する冷却空気流路が形成される。
具体的には、冷却空気は、シール部材４０の外側表面４
４に導かれ、シール部材４０に沿って各ノズル・セグメ
ント１０および１２のスロ・ソト３０内に流れ込む。こ
の冷却空気は次にシール部材４０の端部４６，４８を越
えかつスロット３０の内部側壁３６に沿って流れ、スロ
ット３０の内壁３２のチャンネルまたは溝３８内に流入
し、シール部材４０の反対側の内側表面４２に沿って流
れる。溝３８はスロット３０の内壁３２に沿って長さ方
向に間隔をあけて配置されているので、内側バンド１４
の側端２２，２４および外側バンド１６の側端部２７．
２８か確実にその長さ方向の全範囲にわたって冷却空気
を受は取る。これにより、ノズル・セグメント１０．１
２間のシール区域が効果的に冷却され、ノズル・セグメ
ント１０．１２の内側バンド１４および外側バンド１６
の冷却かその区域全体にわたって均一に行きわたる。
この発明を好適な実施例に関して説明したが、この発明
の要旨を逸脱することなく、種々の変更が可能であり、
また構成要素を別の均等物に置き換えられることか当業
者には明らかである。その上、発明の要旨を離れない範
囲内で、特定の状況や材料をこの発明の教示に適合させ
るよう種々の変更が可能である。
たとえば、この発明のジヨイント連結は、ガスタービン
エンジンのタービンの当接するタービン・ノズルセグメ
ントの間に自己冷却式シールまたはジヨイント連結を形
成するものとして説明した。
しかし、この発明の自己冷却式ジヨイント連結は、ガス
タービンエンジンの他の区域、たとえば、圧縮機のステ
ータ・ベーン・プラットホームおよびシュラウド、燃焼
器の燃焼器シングル、そのほか隣接するセグメントの当
接する表面を冷却するのか望ましいガスタービンエンジ
ンのセグメント状要素にも使用できる。
したがって、この発明は発明を実施するのに最良の態様
として開示された特定の実施例に限定されず、その要旨
の範囲内に入るすべての実施態様を包含する。
【図面の簡単な説明】
第１図はこの発明の側端シールを用いたガスタビンエン
ジンの２つの当接するタービン・ノズル・セグメントの
概略斜視図、 第２図は第１図の２−２線に沿って見た当接するノズル
セグメントの断面図、 第３図は第２図の３−３線に沿って見た図で、シール部
材を各タービン・ノズル・セグメントの側端のＵ形スロ
ットの溝にかかった位置で示し、第４図はタービン・ノ
ズル・セグメントの片方のバンドの側端の一部を示す斜
視図である。 主な符号の説明 １０．１２：ノズル・セグメント、 １４：内側バンド、１６：外側バンド、１８．２０：案
内ベーン、 ２２．２４，２７，２８：側端、 ２６．２９：端面、 ３０ニスロット、　　３２：内壁、 ３４：外壁、　　　３６：内部側壁、 ３８：溝、 ４０：シール部材、４２：内側表面、 ４４：外側表面、　４６．４８：端部。

Claims (1)

  1. 【特許請求の範囲】 １、ガスタービンエンジン内の円周方向に延在するセグ
    メントの当接する側端部間のジョイント連結構造におい
    て、セグメントそれぞれの１対の互いに反対側の側端が
    隣りのセグメントの側端部に当接し、 第１スロットが第１セグメントの片方の側端部に形成さ
    れ、上記第１スロットは第１セグメントの片方の側端部
    の端面から反対側の側端部に向かって延在し、上記第１
    スロットは内壁、外壁および内壁と外壁との間に延在す
    る内部側壁を画定し、内壁および外壁の一方に複数の溝
    が形成され、これらの溝それぞれが第１スロットの内部
    側壁と第１セグメントの片方の側端の端面との間に少な
    くとも部分的に延在し、 第２スロットが第２セグメントの片方の側端部に形成さ
    れ、上記第２スロットは第２セグメントの片方の側端部
    の端面から反対側の側端に向かって延在し、上記第２ス
    ロットは内壁、外壁および内壁と外壁との間に延在する
    内部側壁を画定し、内壁および外壁の一方に複数の溝が
    形成され、これらの溝それぞれが第２スロットの内部側
    壁と第２セグメントの片方の側端の端面との間に少なく
    とも部分的に延在し、 シール部材が上記第１セグメントの第１スロットと上記
    第２セグメントの第２スロットとの間に延在し、このシ
    ール部材の第１側面が上記第１および第２セグメントそ
    れぞれの溝に重なり、第２側面が上記溝とは反対側に位
    置し、 これにより上記第１および第２セグメントの当接する側
    端の間に空気流路を形成し、冷却空気の流れを最初にシ
    ール部材の第２側面の上に導き、つぎに第１セグメント
    の第１スロットおよび第２セグメントの第２のスロット
    に、そして第１および第２スロットの溝を通って上記シ
    ール部材の第１側面に導くジョイント連結構造。 ２、上記第１および第２セグメントがガスタービンエン
    ジンのタービンのタービン・ノズル・セグメントである
    請求項１に記載のジョイント連結構造。 ３、上記溝が上記第１および第２スロットの内壁に形成
    された請求項１に記載のジョイント連結構造。 ４、上記第１および第２スロットの内部側壁がスロット
    の内壁と外壁との間で円弧形状である請求項１に記載の
    ジョイント連結構造。 ５、上記溝が上記第１および第２スロットの内部側壁に
    沿って少なくとも部分的に延在する請求項１に記載のジ
    ョイント連結構造。 ６、上記溝が上記内部側壁と上記第１および第２セグメ
    ント両方の上記片方の側端部の端面との間の、上記第１
    および第２スロットの内壁の幅全体に沿って延在する請
    求項１に記載のジョイント連結構造。 ７、ガスタービンエンジンのタービン・ノズル・セグメ
    ントにおいて、 互いに反対側の側端、内側表面および外側表面を有する
    内側バンドと、 互いに反対側の側端、内側表面および外側表面を有する
    外側バンドと、 上記内側バンドの外側表面と上記外側バンドの内側表面
    との間に連結された少なくとも１個のノズル案内ベーン
    とを備え、 上記内側バンドおよび外側バンドの側端部それぞれに長
    さ方向に延在するスロットが形成され、このスロットが
    内壁、外壁および両者間に延在する内部側壁を画定し、
    スロットの内壁および外壁の一方に複数の溝を長さ方向
    に間隔をあけて形成して、溝に沿って冷却空気が通過で
    きるようにしたタービン・ノズル・セグメント。 ８、上記内側バンドおよび外側バンドそれぞれの側端部
    に端面が形成され、上記溝が上記スロットの内部側壁と
    上記内側バンドおよび外側バンドの側端部との間に少な
    くとも部分的に延在する請求項７に記載のタービン・ノ
    ズル・セグメント。 ９、上記溝が上記内側バンドおよび外側バンドの上記ス
    ロットの内部側壁の一部に形成され、上記溝が上記スロ
    ットの内部側壁と上記内側バンドおよび外側バンドそれ
    ぞれの側端部の端面との間に延在する請求項８に記載の
    タービン・ノズル・セグメント。 １０、上記スロットそれぞれの内部側壁が上記内壁と外
    壁との間で円弧形状である請求項７に記載のタービン・
    ノズル・セグメント。 １１、ガスタービンエンジン内の円周方向に延在するセ
    グメントの当接する側端部を冷却するにあたり、 第１セグメントの側端部に形成された長さ方向に延在す
    るスロット内にかつ第１セグメントと当接する第２セグ
    メントの側端に形成された長さ方向に延在するスロット
    内に保持されたシール部材の第１側面上に冷却空気を導
    き、 冷却空気を上記シール部材の第１側面から長さ方向延在
    スロットの内部に導き、 冷却空気を上記長さ方向延在スロットの内部で上記第１
    および第２セグメントそれぞれに形成された溝に導き、
    このとき上記シール部材の反対側の第２側面がスロット
    内の溝に重なり、かくして冷却空気が上記シール部材の
    第１側面から溝内に、ついでシール部材の反対側第２側
    面に流れるようにする冷却方法。
JP2224528A 1990-01-08 1990-08-28 ガスタービンエンジンの当接セグメントを連結する自己冷却式ジョイント連結構造 Pending JPH03213602A (ja)

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Cited By (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH08506640A (ja) * 1993-02-05 1996-07-16 ユナイテッド テクノロジーズ コーポレイション 冷却可能なガスタービンエンジン用アウターエアシール装置
JPH10510022A (ja) * 1994-12-07 1998-09-29 プラット アンド ホイットニー カナダ インコーポレイテッド ガスタービンエンジンのフェザーシール
JP2011179500A (ja) * 2010-03-03 2011-09-15 General Electric Co <Ge> シール・スロット経路によるガス・タービン構成部品の冷却
JP2013142399A (ja) * 2012-01-10 2013-07-22 General Electric Co <Ge> タービン集成体及び集成体の温度を制御するための方法
JP2013142394A (ja) * 2012-01-10 2013-07-22 General Electric Co <Ge> ガスタービンステータアセンブリ
JP2015200301A (ja) * 2014-11-05 2015-11-12 三菱日立パワーシステムズ株式会社 シール構造を備えたガスタービン
JP5844503B1 (ja) * 2014-10-21 2016-01-20 住友精密工業株式会社 航空機エンジン用の熱交換器
WO2019035178A1 (ja) * 2017-08-15 2019-02-21 東芝エネルギーシステムズ株式会社 タービン静翼列及びタービン

Families Citing this family (73)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2280935A (en) * 1993-06-12 1995-02-15 Rolls Royce Plc Cooled sealing strip for nozzle guide vane segments
US5927942A (en) * 1993-10-27 1999-07-27 United Technologies Corporation Mounting and sealing arrangement for a turbine shroud segment
US5380150A (en) * 1993-11-08 1995-01-10 United Technologies Corporation Turbine shroud segment
US5374161A (en) * 1993-12-13 1994-12-20 United Technologies Corporation Blade outer air seal cooling enhanced with inter-segment film slot
US5486090A (en) * 1994-03-30 1996-01-23 United Technologies Corporation Turbine shroud segment with serpentine cooling channels
US5439348A (en) * 1994-03-30 1995-08-08 United Technologies Corporation Turbine shroud segment including a coating layer having varying thickness
US5423659A (en) * 1994-04-28 1995-06-13 United Technologies Corporation Shroud segment having a cut-back retaining hook
US5538393A (en) * 1995-01-31 1996-07-23 United Technologies Corporation Turbine shroud segment with serpentine cooling channels having a bend passage
US5609469A (en) * 1995-11-22 1997-03-11 United Technologies Corporation Rotor assembly shroud
US5823741A (en) * 1996-09-25 1998-10-20 General Electric Co. Cooling joint connection for abutting segments in a gas turbine engine
FR2758855B1 (fr) * 1997-01-30 1999-02-26 Snecma Systeme de ventilation des plates-formes des aubes mobiles
US6261063B1 (en) * 1997-06-04 2001-07-17 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Seal structure between gas turbine discs
EP0902167B1 (de) * 1997-09-15 2003-10-29 ALSTOM (Switzerland) Ltd Kühlvorrichtung für Gasturbinenkomponenten
DE69824925T2 (de) * 1997-09-17 2005-08-25 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Leitschaufelpaar
US6126400A (en) * 1999-02-01 2000-10-03 General Electric Company Thermal barrier coating wrap for turbine airfoil
US6273683B1 (en) * 1999-02-05 2001-08-14 Siemens Westinghouse Power Corporation Turbine blade platform seal
JP3999395B2 (ja) * 1999-03-03 2007-10-31 三菱重工業株式会社 ガスタービン分割環
US6254333B1 (en) * 1999-08-02 2001-07-03 United Technologies Corporation Method for forming a cooling passage and for cooling a turbine section of a rotary machine
US6290459B1 (en) * 1999-11-01 2001-09-18 General Electric Company Stationary flowpath components for gas turbine engines
DE19963371A1 (de) * 1999-12-28 2001-07-12 Alstom Power Schweiz Ag Baden Gekühltes Hitzeschild
US6352404B1 (en) 2000-02-18 2002-03-05 General Electric Company Thermal control passages for horizontal split-line flanges of gas turbine engine casings
DE10016081A1 (de) * 2000-03-31 2001-10-04 Alstom Power Nv Plattenförmiger, auskragender Bauteilabschnitt einer Gasturbine
US6340285B1 (en) * 2000-06-08 2002-01-22 General Electric Company End rail cooling for combined high and low pressure turbine shroud
DE50211431D1 (de) * 2001-09-25 2008-02-07 Alstom Technology Ltd Dichtungsanordnung zur dichtspaltreduzierung innerhalb einer strömungsrotationsmaschine
US6769865B2 (en) * 2002-03-22 2004-08-03 General Electric Company Band cooled turbine nozzle
US6843479B2 (en) * 2002-07-30 2005-01-18 General Electric Company Sealing of nozzle slashfaces in a steam turbine
US6883807B2 (en) 2002-09-13 2005-04-26 Seimens Westinghouse Power Corporation Multidirectional turbine shim seal
US6733234B2 (en) 2002-09-13 2004-05-11 Siemens Westinghouse Power Corporation Biased wear resistant turbine seal assembly
US6910854B2 (en) 2002-10-08 2005-06-28 United Technologies Corporation Leak resistant vane cluster
US6814538B2 (en) 2003-01-22 2004-11-09 General Electric Company Turbine stage one shroud configuration and method for service enhancement
EP1510654A1 (de) * 2003-08-25 2005-03-02 Siemens Aktiengesellschaft Einstückige Turbinenbeschaufelungseinheit und Verfahren zur Herstellung einer einstückigen Turbinenbeschaufelungseinheit
GB0328952D0 (en) * 2003-12-12 2004-01-14 Rolls Royce Plc Nozzle guide vanes
US7562880B2 (en) * 2004-02-09 2009-07-21 Siemens Energy, Inc. Seal usable between thermally movable components
GB2412702B (en) * 2004-03-31 2006-05-03 Rolls Royce Plc Seal assembly
EP1591625A1 (en) * 2004-04-30 2005-11-02 ALSTOM Technology Ltd Gas turbine blade shroud
US7217081B2 (en) * 2004-10-15 2007-05-15 Siemens Power Generation, Inc. Cooling system for a seal for turbine vane shrouds
US7779866B2 (en) * 2006-07-21 2010-08-24 General Electric Company Segmented trapped vortex cavity
US7527472B2 (en) * 2006-08-24 2009-05-05 Siemens Energy, Inc. Thermally sprayed conformal seal
WO2008033897A1 (en) * 2006-09-12 2008-03-20 Parker-Hannifin Corporation Seal assembly
US7922444B2 (en) * 2007-01-19 2011-04-12 United Technologies Corporation Chamfer rail pockets for turbine vane shrouds
US7762780B2 (en) * 2007-01-25 2010-07-27 Siemens Energy, Inc. Blade assembly in a combustion turbo-machine providing reduced concentration of mechanical stress and a seal between adjacent assemblies
US20080298973A1 (en) * 2007-05-29 2008-12-04 Siemens Power Generation, Inc. Turbine vane with divided turbine vane platform
US8240981B2 (en) * 2007-11-02 2012-08-14 United Technologies Corporation Turbine airfoil with platform cooling
EP2229507B1 (de) * 2007-12-29 2017-02-08 General Electric Technology GmbH Gasturbine
JP4884410B2 (ja) * 2008-03-04 2012-02-29 株式会社日立製作所 二軸ガスタービン
US8240985B2 (en) * 2008-04-29 2012-08-14 Pratt & Whitney Canada Corp. Shroud segment arrangement for gas turbine engines
GB0910177D0 (en) 2009-06-15 2009-07-29 Rolls Royce Plc A cooled component for a gas turbine engine
US8382424B1 (en) * 2010-05-18 2013-02-26 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine vane mate face seal pin with impingement cooling
US8899051B2 (en) 2010-12-30 2014-12-02 Rolls-Royce Corporation Gas turbine engine flange assembly including flow circuit
FR2974839B1 (fr) * 2011-05-04 2015-08-14 Snecma Anneau sectorise de turbine a orifices de ventilation, et turbomachine equipee d'un tel anneau
US20130039758A1 (en) * 2011-08-09 2013-02-14 General Electric Company Turbine airfoil and method of controlling a temperature of a turbine airfoil
US8956120B2 (en) 2011-09-08 2015-02-17 General Electric Company Non-continuous ring seal
US9022728B2 (en) * 2011-10-28 2015-05-05 United Technologies Corporation Feather seal slot
US20130177383A1 (en) * 2012-01-05 2013-07-11 General Electric Company Device and method for sealing a gas path in a turbine
US20130234396A1 (en) * 2012-03-09 2013-09-12 General Electric Company Transition Piece Aft-Frame Seals
US9771818B2 (en) 2012-12-29 2017-09-26 United Technologies Corporation Seals for a circumferential stop ring in a turbine exhaust case
US9518478B2 (en) 2013-10-28 2016-12-13 General Electric Company Microchannel exhaust for cooling and/or purging gas turbine segment gaps
US9416675B2 (en) * 2014-01-27 2016-08-16 General Electric Company Sealing device for providing a seal in a turbomachine
EP2907977A1 (de) * 2014-02-14 2015-08-19 Siemens Aktiengesellschaft Heißgasbeaufschlagbares Bauteil für eine Gasturbine sowie Dichtungsanordnung mit einem derartigen Bauteil
GB201413456D0 (en) 2014-07-30 2014-09-10 Rolls Royce Plc Gas turbine engine end-wall component
DE102015203872A1 (de) * 2015-03-04 2016-09-22 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Stator einer Turbine einer Gasturbine mit verbesserter Kühlluftführung
US20160281521A1 (en) * 2015-03-23 2016-09-29 United Technologies Corporation Flowing mateface seal
US10458264B2 (en) * 2015-05-05 2019-10-29 United Technologies Corporation Seal arrangement for turbine engine component
DE102015208572A1 (de) 2015-05-08 2016-12-15 MTU Aero Engines AG Gasturbinen-Leitschaufelelement
CN105650676A (zh) * 2016-03-15 2016-06-08 西北工业大学 一种地面燃机燃烧室的旋流叶片
WO2018004583A1 (en) * 2016-06-30 2018-01-04 Siemens Aktiengesellschaft Stator vane assembly having mate face seal with cooling holes
US10865654B2 (en) * 2017-06-15 2020-12-15 General Electric Company Turbine shroud assembly
US10677084B2 (en) 2017-06-16 2020-06-09 Honeywell International Inc. Turbine tip shroud assembly with plural shroud segments having inter-segment seal arrangement
US10900378B2 (en) 2017-06-16 2021-01-26 Honeywell International Inc. Turbine tip shroud assembly with plural shroud segments having internal cooling passages
US10907491B2 (en) * 2017-11-30 2021-02-02 General Electric Company Sealing system for a rotary machine and method of assembling same
US11156116B2 (en) * 2019-04-08 2021-10-26 Honeywell International Inc. Turbine nozzle with reduced leakage feather seals
US11078802B2 (en) * 2019-05-10 2021-08-03 Rolls-Royce Plc Turbine engine assembly with ceramic matrix composite components and end face seals
US11781440B2 (en) * 2021-03-09 2023-10-10 Rtx Corporation Scalloped mateface seal arrangement for CMC platforms

Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS6385203A (ja) * 1986-09-17 1988-04-15 ロールス−ロイス、パブリック、リミテッド、カンパニー シール部材

Family Cites Families (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1175816A (en) * 1968-06-24 1969-12-23 Rolls Royce Improvements relating to the Cooling of Aerofoil Shaped Blades
US3965066A (en) * 1974-03-15 1976-06-22 General Electric Company Combustor-turbine nozzle interconnection
GB1483532A (en) * 1974-09-13 1977-08-24 Rolls Royce Stator structure for a gas turbine engine
US3947145A (en) * 1974-10-07 1976-03-30 Westinghouse Electric Corporation Gas turbine stationary shroud seals
US4017213A (en) * 1975-10-14 1977-04-12 United Technologies Corporation Turbomachinery vane or blade with cooled platforms
US4551064A (en) * 1982-03-05 1985-11-05 Rolls-Royce Limited Turbine shroud and turbine shroud assembly
US4465284A (en) * 1983-09-19 1984-08-14 General Electric Company Scalloped cooling of gas turbine transition piece frame
US4524980A (en) * 1983-12-05 1985-06-25 United Technologies Corporation Intersecting feather seals for interlocking gas turbine vanes
GB2161220B (en) * 1984-07-02 1988-09-01 Gen Electric Stator vane
US4650394A (en) * 1984-11-13 1987-03-17 United Technologies Corporation Coolable seal assembly for a gas turbine engine
US4688988A (en) * 1984-12-17 1987-08-25 United Technologies Corporation Coolable stator assembly for a gas turbine engine
US4720236A (en) * 1984-12-21 1988-01-19 United Technologies Corporation Coolable stator assembly for a gas turbine engine
US4767260A (en) * 1986-11-07 1988-08-30 United Technologies Corporation Stator vane platform cooling means

Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS6385203A (ja) * 1986-09-17 1988-04-15 ロールス−ロイス、パブリック、リミテッド、カンパニー シール部材

Cited By (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH08506640A (ja) * 1993-02-05 1996-07-16 ユナイテッド テクノロジーズ コーポレイション 冷却可能なガスタービンエンジン用アウターエアシール装置
JPH10510022A (ja) * 1994-12-07 1998-09-29 プラット アンド ホイットニー カナダ インコーポレイテッド ガスタービンエンジンのフェザーシール
JP2011179500A (ja) * 2010-03-03 2011-09-15 General Electric Co <Ge> シール・スロット経路によるガス・タービン構成部品の冷却
JP2013142399A (ja) * 2012-01-10 2013-07-22 General Electric Co <Ge> タービン集成体及び集成体の温度を制御するための方法
JP2013142394A (ja) * 2012-01-10 2013-07-22 General Electric Co <Ge> ガスタービンステータアセンブリ
JP5844503B1 (ja) * 2014-10-21 2016-01-20 住友精密工業株式会社 航空機エンジン用の熱交換器
JP2015200301A (ja) * 2014-11-05 2015-11-12 三菱日立パワーシステムズ株式会社 シール構造を備えたガスタービン
WO2019035178A1 (ja) * 2017-08-15 2019-02-21 東芝エネルギーシステムズ株式会社 タービン静翼列及びタービン

Also Published As

Publication number Publication date
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US5167485A (en) 1992-12-01
FR2656899A1 (fr) 1991-07-12

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