JPH08165903A - Fixed structure of turbine stator blade - Google Patents
Fixed structure of turbine stator bladeInfo
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Abstract
Description
【０００１】[0001]
【産業上の利用分野】本発明は、ガスタービンにおいて
タービン静翼をタービンケーシングに固定する為の構造
に関するものである。BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to a structure for fixing a turbine vane to a turbine casing in a gas turbine.
【０００２】[0002]
【従来の技術】図４は航空機に用いられているガスター
ビンエンジンの一例を示すもので、一般にターボファン
エンジンと呼ばれているものであり、図中１は入口ディ
フューザ２から空気を取入れて圧縮する低圧圧縮部、３
は該低圧圧縮部１で圧縮された空気の一部を更に圧縮す
る高圧圧縮部、４は該高圧圧縮部３で圧縮された空気に
燃料を混合して燃焼させる燃焼室、５は該燃焼室４から
噴出される燃焼ガスにより回転力を得て高圧圧縮部３を
駆動する高圧タービン部、６は該高圧タービン部５から
噴出される燃焼ガスにより回転力を得て低圧圧縮部１を
駆動する低圧タービン部を夫々示している。2. Description of the Related Art FIG. 4 shows an example of a gas turbine engine used in an aircraft, which is generally called a turbofan engine. In FIG. 4, reference numeral 1 denotes air taken in from an inlet diffuser 2 and compressed. Low pressure compression section, 3
Is a high-pressure compressor for further compressing a part of the air compressed by the low-pressure compressor 1, 4 is a combustion chamber for mixing fuel with the air compressed by the high-pressure compressor 3, and 5 is combustion chamber A high-pressure turbine unit that drives the high-pressure compression unit 3 by obtaining rotational force from the combustion gas jetted from 4, and a driving unit 6 that obtains rotational force from the combustion gas jetted from the high-pressure turbine unit 5 and drives the low-pressure compression unit 1. The low pressure turbine section is shown respectively.
【０００３】前記低圧圧縮部１は、回転自在なファンデ
ィスク７の外周部に複数列にわたって取付けられたファ
ン動翼８と、各ファン動翼８の後方に位置するよう入口
ディフューザ２の内周部に固定取付けされたファン静翼
９とを備え、前記低圧タービン部６は、回転自在な低圧
タービンディスク１０の外周部に複数列にわたって取付
けられた低圧タービン動翼１１と、各低圧タービン動翼
１１の前方に位置するようタービンケーシング１２の内
周部に固定取付けされた低圧タービン静翼１３とを備え
ており、前記ファンディスク７と低圧タービンディスク
１０とが機械的に連結されている。The low-pressure compression unit 1 has fan rotor blades 8 mounted on the outer periphery of a rotatable fan disk 7 in a plurality of rows, and an inner peripheral portion of an inlet diffuser 2 located behind each fan rotor blade 8. The low-pressure turbine section 6 is provided with a fan stator blade 9 fixedly attached to the low-pressure turbine section 6, and the low-pressure turbine section 6 is attached to the outer peripheral portion of the rotatable low-pressure turbine disk 10 in a plurality of rows, and each low-pressure turbine blade 11. A low pressure turbine stationary blade 13 fixedly attached to the inner peripheral portion of the turbine casing 12 so as to be located in front of the fan casing 7. The fan disk 7 and the low pressure turbine disk 10 are mechanically connected to each other.
【０００４】また、前記高圧圧縮部３は、回転自在な圧
縮機ディスク１４の外周部に複数列にわたって取付けら
れた圧縮機動翼１５と、各圧縮機動翼１５の前方に位置
するよう圧縮機ケーシング１６の内周部に固定取付けさ
れた圧縮機静翼１７とを備え、前記高圧タービン部５
は、回転自在な高圧タービンディスク１８の外周部に複
数列にわたって取付けられた高圧タービン動翼１９と、
各高圧タービン動翼１９の前方に位置するようタービン
ケーシング１２の内周部に固定取付けされた高圧タービ
ン静翼２０とを備えており、前記圧縮機ディスク１４と
高圧タービンディスク１８とが機械的に連結されてい
る。Further, the high-pressure compression section 3 has compressor rotor blades 15 mounted in a plurality of rows on the outer peripheral portion of a rotatable compressor disk 14, and a compressor casing 16 so as to be located in front of each compressor rotor blade 15. And a compressor vane 17 fixedly attached to an inner peripheral portion of the high pressure turbine unit 5
Is a high-pressure turbine rotor blade 19 mounted in a plurality of rows on the outer periphery of a rotatable high-pressure turbine disk 18,
A high pressure turbine stationary blade 20 fixedly attached to the inner peripheral portion of the turbine casing 12 so as to be positioned in front of each high pressure turbine moving blade 19; and the compressor disk 14 and the high pressure turbine disk 18 mechanically It is connected.
【０００５】このようなターボファンエンジンにおける
低圧タービン部６のタービン静翼１３の固定構造を図５
により詳細に示すと、タービン静翼１３の外側端部は、
燃焼ガスの流路を形成する外筒となる環状のアウターバ
ンド２１に取付けられ、且つ内側端部は燃焼ガスの流路
を形成する内筒となる環状のインナーバンド２２に取付
けられており、前記アウターバンド２１は、燃焼ガスの
流れ方向Ａに対する前端側外周部に鍔状に形成した静翼
側フランジ２３を、タービンケーシング１２側に取付け
た支持具２４のリング状の固定側フランジ２５にボルト
締結具２６を介して締結されることによりタービンケー
シング１２側に固定支持されている。FIG. 5 shows a fixing structure of the turbine vanes 13 of the low-pressure turbine section 6 in such a turbofan engine.
More specifically, the outer end of the turbine vane 13 is
It is attached to an annular outer band 21 that is an outer cylinder that forms a flow path for combustion gas, and an inner end portion is attached to an annular inner band 22 that is an inner cylinder that forms a flow path for combustion gas. The outer band 21 has a stator blade side flange 23 formed in a flange shape on the outer peripheral portion on the front end side with respect to the flow direction A of the combustion gas, and a bolt fastener to a ring-shaped fixed side flange 25 of a support tool 24 attached to the turbine casing 12 side. By being fastened via 26, it is fixedly supported on the turbine casing 12 side.
【０００６】一般にタービン静翼１３のアウターバンド
２１は、アウターバンド２１とインナーバンド２２との
間に形成される燃焼ガスの流路がエンジン後方に拡張さ
れるように、燃焼ガスの流れ方向Ａに向けて漸次径が大
きくなるよう形成される為、タービン静翼１３の各段を
タービン動翼１９（図４参照）を介在させつつタービン
ケーシング１２内の軸方向に組付けていく際には、アウ
ターバンド２１及びインナーバンド２２に組付けたター
ビン静翼１３を、タービンケーシング１２に取付けた支
持具２４に対し後方から組付けざるを得ず、従来では支
持具２４の固定側フランジ２５の後方にアウターバンド
２１の静翼側フランジ２３が配置されるのが通常であっ
た。[0006] Generally, the outer band 21 of the turbine vane 13 is arranged in the flow direction A of the combustion gas so that the flow path of the combustion gas formed between the outer band 21 and the inner band 22 is expanded toward the rear of the engine. Since the diameter of the turbine stationary blade 13 is gradually increased toward each stage, when assembling each stage of the turbine vane 13 in the axial direction in the turbine casing 12 with the turbine rotor blade 19 (see FIG. 4) interposed, The turbine vane 13 assembled to the outer band 21 and the inner band 22 has to be assembled to the support 24 attached to the turbine casing 12 from the rear side, and is conventionally installed to the rear of the fixed side flange 25 of the support 24. The stationary blade side flange 23 of the outer band 21 is usually arranged.
【０００７】[0007]
【発明が解決しようとする課題】しかしながら、タービ
ン静翼１３が燃焼ガス流から受ける空力的な荷重は前方
の高圧側から後方の低圧側に向う方向となり、タービン
静翼１３にかかる空力的な荷重はボルト締結具２６だけ
で負担されることになる為、該ボルト締結具２６に多大
な引張り応力が作用し、ボルト締結具２６を周方向に多
数配置しなければならなくなって重量増加を招くという
問題やタービン静翼１３を固定する上での信頼性が低い
等の問題があった。However, the aerodynamic load that the turbine vane 13 receives from the combustion gas flow is from the front high pressure side to the rear low pressure side, and the aerodynamic load applied to the turbine vane 13 is increased. Since only the bolt fasteners 26 will bear the load, a large tensile stress acts on the bolt fasteners 26, and a large number of bolt fasteners 26 must be arranged in the circumferential direction, resulting in an increase in weight. There are problems such as low reliability in fixing the turbine vane 13 and the like.
【０００８】本発明は上述の実情に鑑みてなしたもの
で、タービン静翼が燃焼ガス流から受ける空力的な荷重
をタービンケーシング側に設けた固定側フランジのフラ
ンジ面で負担できるようにしたタービン静翼の固定構造
を提供することによって、ボルト締結具の数を削減して
重量軽減を図ると共に、タービン静翼を固定する上での
信頼性を向上することを目的としている。The present invention has been made in view of the above circumstances, and a turbine in which a turbine vane can bear an aerodynamic load received from a combustion gas flow by a flange surface of a fixed flange provided on the turbine casing side. An object of the present invention is to reduce the number of bolt fasteners to reduce the weight and to improve the reliability in fixing the turbine vane by providing the stationary vane fixing structure.
【０００９】[0009]
【課題を解決するための手段】本発明は、環状のアウタ
ーバンドの内周部にタービン静翼の外側端部を取付けた
固定構造であって、前記アウターバンドの前端側外周部
に周方向に所要の間隔を隔てて複数の静翼側フランジ
を、またタービンケーシングの内周部に周方向に所要の
間隔を隔てて前記静翼側フランジに対応するよう複数の
固定側フランジを夫々突設し、隣り合う静翼側フランジ
の間を固定側フランジが、また隣り合う固定側フランジ
の間を静翼側フランジが夫々通過し得るよう形成し、且
つ前記各固定側フランジの間を通して前記静翼側フラン
ジを固定側フランジの後方から前方に先行させた位置で
前記アウターバンドを周方向に回動することにより前記
固定側フランジの前面に静翼側フランジの後面が重合す
るよう構成すると共に、重合する両フランジをボルト締
結具により締結し得るよう構成したことを特徴とするも
のである。SUMMARY OF THE INVENTION The present invention is a fixing structure in which an outer end of a turbine vane is attached to an inner peripheral portion of an annular outer band, and the outer peripheral portion of the outer band is circumferentially arranged in a circumferential direction. Plural stator vane-side flanges are spaced apart at required intervals, and a plurality of fixed-side flanges are projectingly provided on the inner circumferential portion of the turbine casing so as to correspond to the stator vane-side flanges at required intervals in the circumferential direction. The stationary side flange is formed so that the stationary vane side flanges can pass between the corresponding stationary side flanges, and the stationary vane side flange can pass between the adjacent fixed side flanges, and the stationary vane side flange is fixed between the fixed side flanges. It is common that the outer surface of the stationary side flange is superposed on the front surface of the fixed side flange by rotating the outer band in the circumferential direction at a position where the rear side of the stationary blade side is advanced from the rear side to the front side. And it is characterized in that the two flanges of polymerizing configured to be fastened by a bolt fastener.
【００１０】また、前記固定側フランジは、タービンケ
ーシングと一体に成形しても良いが、タービンケーシン
グ側に取付けた支持具により形成するようにしても良
い。Further, the fixed side flange may be formed integrally with the turbine casing, but may be formed by a support member attached to the turbine casing side.
【００１１】[0011]
【作用】従って本発明では、アウターバンドをタービン
ケーシングに固定する際に、タービンケーシング側に対
しアウターバンド側の位相を周方向にずらし、各固定側
フランジの間を通して静翼側フランジを固定側フランジ
の後方から前方に先行させ、この位置で前記アウターバ
ンドを周方向に回動することにより前記固定側フランジ
の前面に静翼側フランジの後面を重合せしめて両フラン
ジを締結するようにしているので、固定側フランジの前
方にアウターバンドの静翼側フランジが配置されること
になり、タービン静翼が燃焼ガス流から受ける空力的な
荷重が固定側フランジのフランジ面で負担され、前記重
合した両フランジを締結するボルト締結具に多大な引張
り応力がかかるという不具合が解消される。Therefore, according to the present invention, when fixing the outer band to the turbine casing, the phase on the outer band side is shifted in the circumferential direction with respect to the turbine casing side, and the stationary blade side flange is fixed to the fixed side flange through the gaps between the fixed side flanges. Since the outer band is advanced from the rear to the front and the outer band is rotated in the circumferential direction at this position, the rear surface of the stationary blade side flange is overlapped with the front surface of the fixed side flange to fasten both flanges. The stator vane side flange of the outer band will be placed in front of the side flange, and the aerodynamic load that the turbine vane receives from the combustion gas flow will be borne by the flange surface of the fixed side flange, and the two overlapping flanges will be fastened. The problem that a large amount of tensile stress is applied to the bolt fastener is eliminated.
【００１２】[0012]
【実施例】以下本発明の実施例を図面を参照しつつ説明
する。Embodiments of the present invention will be described below with reference to the drawings.
【００１３】図１〜図３は本発明の一実施例を示すもの
で、図５と同一の符号を付した部分は同一物を表わして
いる。FIGS. 1 to 3 show an embodiment of the present invention, in which parts designated by the same reference numerals as those in FIG. 5 represent the same parts.
【００１４】図中２７は前述した図４のターボファンエ
ンジンにおける低圧タービン部６の各タービン静翼１３
を周方向に取り囲むよう配置されて各タービン静翼１３
の外側端部を内周部に取付けた環状のアウターバンドを
示し、該アウターバンド２７の燃焼ガス流れ方向Ａに対
する前端側外周部には、複数の静翼側フランジ２８が周
方向に所要の間隔を隔てて外向きに突設されており、更
に低圧タービン部６全体の外殻をなすタービンケーシン
グ１２の内周部には、前記静翼側フランジ２８に対応す
るよう周方向に所要の間隔を隔てて内向きに突設した複
数の固定側フランジ２９を有する支持具３０が取付けら
れている。Reference numeral 27 in the figure denotes each turbine vane 13 of the low-pressure turbine section 6 in the turbofan engine shown in FIG.
Are arranged so as to surround the turbine in the circumferential direction.
Shows an annular outer band having an outer end portion attached to the inner peripheral portion, and a plurality of vane-side flanges 28 are provided at the outer peripheral portion of the outer band 27 with respect to the combustion gas flow direction A at predetermined intervals in the circumferential direction. The turbine casing 12 is provided so as to project outward at a distance from the turbine casing 12 and forms an outer shell of the entire low-pressure turbine portion 6 with a required interval in the circumferential direction corresponding to the stationary blade side flange 28. A support 30 having a plurality of fixed side flanges 29 protruding inward is attached.
【００１５】ここで、前記各固定側フランジ２９の相互
間及び各静翼側フランジ２８の相互間に夫々形成される
切欠部２９ａ，２８ａは、タービンケーシング１２側に
対しアウターバンド２７側の位相を周方向にずらした際
に、前記各固定側フランジ２９及び各静翼側フランジ２
８が夫々相手側に形成される切欠部２８ａ，２９ａに互
い違いに配置されるような充分な大きさを有して形成さ
れている（図３参照）。The notches 29a, 28a formed between the fixed side flanges 29 and between the stationary blade side flanges 28 surround the phase on the outer band 27 side with respect to the turbine casing 12 side. When fixed in the direction, each fixed side flange 29 and each stationary blade side flange 2
8 are formed to have sufficient sizes such that they are alternately arranged in the notches 28a and 29a formed on the opposite side (see FIG. 3).
【００１６】而して、アウターバンド２７をタービンケ
ーシング１２に固定する際には、図３に示す如くタービ
ンケーシング１２側に対しアウターバンド２７側の位相
を周方向にずらし、各固定側フランジ２９の相互間に形
成される切欠部２９ａを通して静翼側フランジ２８を固
定側フランジ２９の後方から前方に先行させ、且つこの
位置で前記アウターバンド２７を周方向に回動すること
により前記固定側フランジ２９の前面に静翼側フランジ
２８の後面を重合せしめて両フランジ２９，２８をボル
ト締結具２６により締結すれば、支持具３０の固定側フ
ランジ２９の前方にアウターバンド２７の静翼側フラン
ジ２８を配置して、タービン静翼１３が燃焼ガス流から
受ける空力的な荷重を支持具３０の固定側フランジ２９
のフランジ面で負担させることが可能となり、ボルト締
結具２６に多大な引張り応力がかかるという不具合を解
消してボルト締結具２６の負担を大幅に軽減し、ボルト
締結具２６の数を従来より大幅に削減して重量軽減を図
ることが可能となり、しかもタービン静翼１３を固定す
る上での信頼性を著しく向上することが可能となる。Thus, when fixing the outer band 27 to the turbine casing 12, the phase of the outer band 27 side is shifted in the circumferential direction with respect to the turbine casing 12 side as shown in FIG. The stationary blade side flange 28 is advanced from the rear side to the front side of the fixed side flange 29 through the notch 29a formed between the two, and the outer band 27 is rotated in the circumferential direction at this position, so that the fixed side flange 29 of the fixed side flange 29 is rotated. By superposing the rear surface of the stationary blade side flange 28 on the front surface and fastening both flanges 29, 28 with the bolt fasteners 26, the stationary blade side flange 28 of the outer band 27 is arranged in front of the fixed side flange 29 of the support tool 30. The stationary side flange 29 of the support 30 receives an aerodynamic load that the turbine vane 13 receives from the combustion gas flow.
It becomes possible to bear on the flange surface of the bolt fastener 26, and the problem that a large tensile stress is applied to the bolt fastener 26 is solved, and the burden on the bolt fastener 26 is significantly reduced, and the number of bolt fasteners 26 is significantly larger than the conventional one. Therefore, it is possible to reduce the weight, and it is possible to significantly improve the reliability in fixing the turbine vane 13.
【００１７】尚、一般的に、図４に示した如きターボフ
ァンエンジンの高圧タービン部５におけるタービン静翼
１３のアウターバンドは、燃焼室４の後端部に連結固定
されているケースが多く、タービンケーシング１２側か
ら支持具を介して固定する方式を採用しないのが通常で
あるが、タービンケーシング１２側に固定する必要が生
じた場合には、高圧タービン部５にも前述した固定構造
を適用することが可能である。In general, the outer band of the turbine vane 13 in the high-pressure turbine section 5 of the turbofan engine as shown in FIG. 4 is often connected and fixed to the rear end of the combustion chamber 4, The method of fixing from the turbine casing 12 side via a support is not usually adopted, but when it becomes necessary to fix the turbine casing 12 side to the turbine casing 12 side, the fixing structure described above is also applied to the high pressure turbine section 5. It is possible to
【００１８】また、本発明のタービン静翼の固定構造
は、上述の実施例にのみ限定されるものではなく、航空
機用ガスタービンエンジン以外にも適用できること、タ
ービン静翼は必ずしも外側端部及び内側端部をアウター
バンド及びインナーバンドに夫々取付けた両端固定式と
する必要はなく、外側端部のみをアウターバンドに取付
けた片持ち式としても良いこと、固定側フランジは図示
した例の如くタービンケーシング側に取付けた支持具に
より構成しても良いが、タービンケーシングの内周部に
一体成形するようにしても良いこと、その他、本発明の
要旨を逸脱しない範囲内において種々変更を加え得るこ
とは勿論である。Further, the fixing structure of the turbine vane of the present invention is not limited to the above-mentioned embodiment, but can be applied to other than the gas turbine engine for aircraft. It is not necessary to fix the ends to the outer band and the inner band and fix them at both ends, but it is also possible to use a cantilever type in which only the outer ends are fixed to the outer band, and the fixed flange is the turbine casing as shown in the example. Although it may be configured by a support attached to the side, it may be integrally formed on the inner peripheral portion of the turbine casing, and other various changes may be made without departing from the scope of the present invention. Of course.
【００１９】[0019]
【発明の効果】上記した本発明のタービン静翼の固定構
造によれば、タービンケーシング側に設けた固定側フラ
ンジの前方にアウターバンドの静翼側フランジを配置
し、タービン静翼が燃焼ガス流から受ける空力的な荷重
を固定側フランジのフランジ面で負担させることができ
るので、ボルト締結具に多大な引張り応力がかかること
を解消でき、これによって、ボルト締結具の数を大幅に
削減できて重量軽減を図ることができ、しかもタービン
静翼を固定する上での信頼性を著しく向上することがで
きる等の優れた効果を奏し得る。According to the turbine vane fixing structure of the present invention described above, the vane-side flange of the outer band is disposed in front of the fixed-side flange provided on the turbine casing side, and the turbine vane is separated from the combustion gas flow. Since the aerodynamic load that is received can be borne by the flange surface of the fixed side flange, it is possible to eliminate the fact that a large amount of tensile stress is applied to the bolt fasteners, which can significantly reduce the number of bolt fasteners and reduce the weight. It is possible to achieve an excellent effect such that the reduction can be achieved and the reliability in fixing the turbine vane can be remarkably improved.
【図１】本発明の一実施例を示す縦断面図である。FIG. 1 is a vertical sectional view showing an embodiment of the present invention.
【図２】図１のＩＩ−ＩＩ方向の矢視図である。FIG. 2 is a view taken along the line II-II in FIG.
【図３】図２の固定側フランジに対し静翼側フランジの
位相を周方向にずらした状態を示す図である。FIG. 3 is a diagram showing a state in which the phase of the stationary blade side flange is shifted in the circumferential direction with respect to the fixed side flange of FIG.
【図４】ガスタービンエンジンの一例を示す概略図であ
る。FIG. 4 is a schematic diagram showing an example of a gas turbine engine.
【図５】従来例を示す縦断面図である。FIG. 5 is a vertical sectional view showing a conventional example.
１２ タービンケーシング １３ 低圧タービン静翼 ２６ ボルト締結具 ２７ アウターバンド ２８ 静翼側フランジ ２９ 固定側フランジ ３０ 支持具 12 turbine casing 13 low-pressure turbine stationary blade 26 bolt fastener 27 outer band 28 stationary blade side flange 29 fixed side flange 30 support tool
Claims (2)
ン静翼の外側端部を取付けた固定構造であって、前記ア
ウターバンドの前端側外周部に周方向に所要の間隔を隔
てて複数の静翼側フランジを、またタービンケーシング
の内周部に周方向に所要の間隔を隔てて前記静翼側フラ
ンジに対応するよう複数の固定側フランジを夫々突設
し、隣り合う静翼側フランジの間を固定側フランジが、
また隣り合う固定側フランジの間を静翼側フランジが夫
々通過し得るよう形成し、且つ前記各固定側フランジの
間を通して前記静翼側フランジを固定側フランジの後方
から前方に先行させた位置で前記アウターバンドを周方
向に回動することにより前記固定側フランジの前面に静
翼側フランジの後面が重合するよう構成すると共に、重
合する両フランジをボルト締結具により締結し得るよう
構成したことを特徴とするタービン静翼の固定構造。1. A fixed structure in which an outer end of a turbine vane is attached to an inner peripheral portion of an annular outer band, and a plurality of outer peripheral portions of a front end side of the outer band are circumferentially spaced at a predetermined interval. A stator blade side flange and a plurality of fixed side flanges are provided on the inner peripheral portion of the turbine casing at predetermined intervals in the circumferential direction so as to correspond to the stator blade side flange. The side flange is
In addition, the outer blades are formed so that the stationary blade side flanges can pass between the adjacent fixed side flanges respectively, and the stationary blade side flanges pass through between the fixed side flanges so as to lead from the rear side to the front side of the fixed side flanges. It is characterized in that by rotating the band in the circumferential direction, the rear surface of the stationary blade side flange is superposed on the front surface of the fixed side flange, and both superposed flanges can be fastened by a bolt fastener. Fixed structure of turbine vanes.
に取付けた支持具により形成されていることを特徴とす
る請求項１に記載のタービン静翼の固定構造。2. The structure for fixing a turbine vane according to claim 1, wherein the fixed side flange is formed by a support member attached to the turbine casing side.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP31182794A JPH08165903A (en) | 1994-12-15 | 1994-12-15 | Fixed structure of turbine stator blade |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP31182794A JPH08165903A (en) | 1994-12-15 | 1994-12-15 | Fixed structure of turbine stator blade |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH08165903A true JPH08165903A (en) | 1996-06-25 |
Family
ID=18021883
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP31182794A Pending JPH08165903A (en) | 1994-12-15 | 1994-12-15 | Fixed structure of turbine stator blade |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH08165903A (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2021167003A1 (en) * | 2020-02-20 | 2021-08-26 | 川崎重工業株式会社 | Assembly structure for compressor of gas turbine engine |
-
1994
- 1994-12-15 JP JP31182794A patent/JPH08165903A/en active Pending
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2021167003A1 (en) * | 2020-02-20 | 2021-08-26 | 川崎重工業株式会社 | Assembly structure for compressor of gas turbine engine |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A131 | Notification of reasons for refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131 Effective date: 20040803 |
|
| A02 | Decision of refusal |
Effective date: 20041130 Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A02 |