JP2002202004A - ガスタービン用の機械加工されたファン出口ガイドベーン取付ポケット - Google Patents

ガスタービン用の機械加工されたファン出口ガイドベーン取付ポケット

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JP2002202004A JP2001386735A JP2001386735A JP2002202004A JP 2002202004 A JP2002202004 A JP 2002202004A JP 2001386735 A JP2001386735 A JP 2001386735A JP 2001386735 A JP2001386735 A JP 2001386735A JP 2002202004 A JP2002202004 A JP 2002202004A
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Samuel L Glover
エル． グロバー サムエル
Thomas E Manning
イー． マニング トーマス
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Abstract

(57)【要約】 【課題】 ベーンをガスタービンの支持構造に取着する
ための、結合部品数が少なく重量が小さいシステムを提
供する。 【解決手段】 第１の支持構造内に位置する受容ポケッ
ト６２と、ベーンの第１の端部、つまり内側端部に取り
付けられて受容ポケット６２に挿入されるブーツ７０を
含む。一実施例において、受容ポケット６２は支持構造
を機械加工して形成される。他の実施例においては、受
容ポケット６２は支持構造に取着されたインサートによ
り形成される。ブーツ７０を有するベーンの内側端部が
まず受容ポケット６２に挿入され、挿入完了後に、ベー
ンは外側ベースが外側支持構造上の定位置に来るまで回
転される。次いでベーンの外側端部がスタッドとナット
を用いて外側支持構造に固定される。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、ガスタービン用の
改良されたファン出口ガイドベーン取着システムに関す
るものである。
【０００２】
【従来の技術】推進用のガスタービンエンジンにおいて
は、ファンケースと、これより小径のコンプレッサーケ
ースとが共働して、ファンダクトを半径方向に画定して
いる。ファン出口ガイドベーンはファンダクトを横切っ
て伸び、ここを流過する作動媒介流体を整流している。
ベーンの外側と内側の末端はそれぞれファンケースおよ
びコンプレッサーケースに結合されている。伝統的に、
外側の結合は一対のボルトで行われている。これに対し
て内側の結合はスペーサー、ナット、ボルト、およびイ
ンサートを含む多くの部品を包含している。
【０００３】この種のシステムは取替および保守の観点
からは問題がある。ベーンは時々、使用中に損傷を受け
て取替の必要が生じる。上述の結合システムを用いる
と、１つの損傷ベーンの取替は困難である。ディール等
に付与された米国特許第５，６９０，４６９号はこのベ
ーン取替の問題を取り扱っている。この特許には、使用
不能のベーンアセンブリを取替するためのリペアキット
が記載されている。このリペアキットは使用可能ベーン
のサブアセンブリを含み、該サブアセンブリは使用可能
のエアフォイルを有し、該エアフォイルの根本側端部に
はベースが取り付けられており、反対側のベースは取り
付けられておらず、使用可能エアフォイルと摺動可能に
係合している。反対側のベースはエアフォイルの先端側
端部にかぶせられ、根本側端部に取り付けられたベース
の方向へ摺動される。ベーンサブアセンブリおよび反対
側のベースは、内側と外側のエンジンケースの間の、使
用不能ベーンアセンブリの跡の位置へと回転され、取り
付けられたベースにあるソケットが内側ケースから伸び
る支持ピンと係合する。使用可能エアフォイルの先端側
端部に接着剤が塗布され、反対側のベースは使用可能エ
アフォイルの先端側端部近傍の取着位置に移動される。
接着剤が固化すれば反対側のベースはエアフォイルに固
定される。ベースは外側ケースに対してスタッドとナッ
トで固定される。
【０００４】よって、部品の量、部品のコスト、および
部品の重量を減らすことができる、ファン出口ガイドベ
ーンを取着するためのより簡単なシステムが求められて
いる。また損傷したベーンの修理を容易にする、より簡
単なシステムが求められている。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】従って本発明の目的
は、ファン出口ガイドベーンなどのベーンをガスタービ
ンの支持構造に取着するための、改良されたシステムを
提供することにある。本発明の他の目的は、低減された
結合部品数および低減された重量を有する上述のシステ
ムを提供することである。本発明のさらに他の目的は、
経済的に有利な取着システムを提供することである。
【０００６】
【課題を解決するための手段】上述の目的は、本発明の
システムによって達成される。本発明によれば、ベーン
取着システムは概略的には、ベーンの内側端部を支持す
るための構造と、支持構造内の受容ポケットと、ベーン
の第１の、あるいは内側の端部に取り付けて受容ポケッ
トに挿入するためのブーツを有している。本発明の第１
の実施例によれば、受容ポケットは支持構造に機械加工
され、好ましくは端部が開放されており、湾曲した形状
を有している。ブーツは好ましくはシリコンゴムのよう
な弾性的な制振材料で形成され、支持構造内の受容ポケ
ットの深さよりも大きな深さを有している。
【０００７】本発明の別の方法の実施例によれば、支持
構造に開口部が機械加工され、該開口部にインサートが
入れられ、これが受容ポケットとして働く。ベーンを取
着するには、ベーンにつけたブーツをインサートにはめ
こむ。インサートはフランジ部を有しており、これが支
持構造に機械加工された周辺の棚部に係止する。周辺の
棚部はフランジ部の上面を支持部の上面と実質的に面一
に保つ。開口部内のインサートを保持するために固定具
が用いられてもよい。
【０００８】本発明の取着システムのその他の細部、お
よびこれに伴うその他の目的および利点は、以下の詳細
な説明および添付の図面に示される。図面中で類似の参
照番号は類似の要素を表す。
【０００９】
【発明の実施の形態】図１を参照すれば、航空機の推進
に用いられる種類のガスタービンエンジン１０はファン
部１２を含んでおり、該ファン部は代表的なブレード１
４のようなファンブレードの列を有し、該ブレードはハ
ブ１８から半径方向外側に向かって伸びている。ハブお
よびブレードはエンジン軸のまわりを回転可能である。
ファンはまた代表的なガイドベーンアセンブリ２４のよ
うな、ファン出口ガイドベーンアセンブリの列を有し、
該アセンブリはエンジン軸と共通の軸を有する内側およ
び外側ケース２６および２８の間で半径方向に伸びてい
る。ファン流れ通路３８がファン部を貫通して伸びてお
り、空気などの作動媒介流体が、一般的に方向指示矢印
４０で示される方向に流れ通路を通って流れる。
【００１０】図５に示したように、ファン出口ガイドベ
ーン列内の各々のファン出口ガイドベーン２４は、外側
端部に一体に形成された外側ベース４２を有する。外側
ベースはプラットフォーム４４とスリーブ４６を有す
る。通常、ポリウレタン材料４８が、スリーブ４６内に
配されている。ポリウレタン材料はスリーブおよびアセ
ンブリ全体の振動を減衰する役目をする。ねじを切った
スタッド４９が外側ベース４２から外方へ突出してお
り、孔５０を貫通して外側ケース２８まで伸びている。
スタッド４９にねじ込まれたナット５１が、外側ベース
４２を、したがって対応するベーン２４の外側端部を、
積極的に外側ケース２８に固定している。
【００１１】ファン出口ガイドベーン列内の各々のファ
ン出口ガイドベーン２４の内側端部は、内側ケース２６
の一部をなす環状リング部６０のような内側支持構造に
取り付けられている。本発明の第１の実施例によれば、
環状リング部６０はそれに機械加工された、開放端部を
有する受容ポケット６２の列を具備している。受容ポケ
ット６２の列はリング部６０の周囲にわたって伸びてお
り、それぞれのポケットが対応するファン出口ガイドベ
ーン２４の内側端部を受け入れる。図２から明らかなよ
うに、各々の受容ポケット６２はアーチ型の側壁６４お
よび６６を有し、これらはベーン２４の内側端部の形状
に一致している。
【００１２】次に、図３から図５を参照して、各々のベ
ーン２４の内側端部はブーツ７０を有する。ブーツ７０
はベーン２４と一体に形成されてもよく、またベーン２
４と別体に形成されて、なんらかの当業界公知の適当な
接着手段を用いてベーンに取り付けられていてもよい。
ブーツ７０は図３および図４から分かるように、受容ポ
ケット６２の一つの内部に適合ないし嵌合するような形
状になっている。
【００１３】ブーツ７０は好ましくはシリコンゴムのよ
うな弾性的な制振材料で形成されて、振動吸収を助け
る。ブーツ７０は好ましくはそれが挿入される受容ポケ
ット６２の側壁６４および６６の深さより大きな深さを
有しており、ベーン２４の内側端部を受容ポケット６２
内にしっかりと保持するようになっている。
【００１４】本発明のシステムを用いてベーン２４を取
着するには、ブーツ７０の付きのベーン２４の内側端部
を受容ポケット６２に挿入する。次いでベーン２４を外
側ケース２８の方へ回転させ、スタッド４９とナット５
１を取り付けてベーン２４の外側端部を外側ケース２８
に固定する。
【００１５】図１０は内側および外側ケーシング２６及
び２８に設けられたファン出口ガイドベーン２４の列の
一部を図示している。ベーン２４の内側端部は図２−５
のシステムを用いて取着されている。
【００１６】図６から図９は本発明によるベーン取着シ
ステムの別の方法の実施例を図示している。このシステ
ムにおいては、内側ケーシング２６の環状リング部６０
などの内側支持構造に、一連の開口部１００が機械加工
で開けられている。各々の開口部１００は周辺の棚部１
０２を具備している。
【００１７】ベーン２４の内側端部のための受容ポケッ
トは、好ましくはフランジ付きカップインサートの形を
したフランジ付きインサート１０４によって形成され
る。図面からわかるように、インサート１０４はその周
辺部に外方に伸びる周辺のフランジ１０６を有する。イ
ンサート１０４は任意の金属又は非金属の当業界公知の
材料で形成されてよい。好ましくはそれはナイロン、ポ
リウレタン、またはエラストマー性プラスチック材料の
ようなプラスチック材料で形成される。例えばインサー
ト１０４は黒鉛フィラーを有するナイロン材料で形成さ
れてもよい。
【００１８】図７に示したように、インサート１０４が
開口部１００に取着されると、フランジ部１０６は周辺
の棚部１０２上に係止する。結果として、インサート１
０４の上面１０８は環状のリング部６０の上面１０９と
実質的に面一になる。
【００１９】インサート１０４を開口部１００の内部に
保持するために、複数の固定具１１０がインサート１０
４のそれぞれの側壁と開口部１００のそれぞれの側壁の
間に挿入されてもよい。固定具１１０は当業界公知の任
意の適当な固定具であってよい。
【００２０】図面からわかるように、インサート１０４
は開口部１００の深さよりも大きな深さを有する。イン
サート１０４の深さは好ましくはインサート１０４がベ
ーン２４の内側端部を内部ケーシング２６に固定するの
に十分である。
【００２１】本発明のこの実施例を用いてベーン２４を
取着するには、ベーン２４上のブーツ７０をインサート
１０４の内部に位置させる。インサート１０４の深さに
よって、ブーツ７０の底部端部１１２はインサート１０
４の底面１１４と離れていてもよく、またこれと接して
もよい。ブーツ７０をインサート１０４の内部に位置さ
せた後、ベーン２４を回転させて外側ベース４２を外側
ケーシング２８と接触させる。次いで前述と同様に、ス
タッド４９とナット５１を用いてベーン２４の外側端部
をケーシング２８に固定する。
【００２２】本発明による取着システムは、先行技術の
取着システムと比較して多くの重要な利点を有すること
がわかった。例えばこの取着システムは巡航および離陸
を通じて、各々のベーンのブーツと各々のポケット６２
の側壁との間に密着を保たせる。その結果、流れ通路の
周囲で実質的にいかなる空気漏れも生じない。本発明の
取着システムは従来の取着方法に比較してより少ない部
品を用い、これに関連するコストが低減されると同時に
重量が低減される。また本発明の取着システムは１つの
ベーンの取替に適している。
【００２３】本発明の取着システムを推進用のガスター
ビンエンジンのファン出口ガイドベーンの取着に関連し
て説明したが、本発明のシステムは推進用またはその他
の種類のガスタービンエンジンにおけるその他の種類の
ベーンの取着にも応用可能であることは明らかである。
【００２４】本発明によって、上記した手段、目的、お
よび利点を有する機械加工されたファン出口ガイドベー
ン用取付ポケットが提供されることは明らかである。ま
た、以上は、本発明を特定の実施例に関連して説明した
が、当業者には、その他の別の方法、改変または変形が
明らかである。従って添付の請求項の広い範囲はこれら
の別の方法、改変または変形を包含する事を意図したも
のである。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明によって取着されたベーンを有するガス
タービンエンジンの一部を図示した説明図である。
【図２】本発明のシステムに用いられる機械加工された
受容ポケットを有する支持構造を図示した説明図であ
る。
【図３】支持構造に取着されたベーンの、一部を断面に
した上面図である。
【図４】図３中の線４−４に沿う断面図である。
【図５】本発明のシステムに用いられるベーンの斜視図
である。
【図６】本発明によって支持構造にベーンを取着する別
の方法の、一部を断面にした上面図である。
【図７】図６中の線７−７に沿う断面図である。
【図８】図６中の線８−８に沿う断面図である。
【図９】図６中の線９−９に沿う断面図である。
【図１０】図２から５の取着システムによって内部およ
び外部支持構造に取り付けられた、ファン出口ガイド列
の一部の斜視図である。
【符号の説明】
１０ ガスタービンエンジン １２ ファン部 １４ ブレード １８ ハブ ２４ ガイドベーンアセンブリ ３８ ファン流れ通路 ４２ 外側ベース ４４ プラットフォーム ４６ スリーブ ４８ ポリウレタン材料 ５０ 孔 ５１ ナット ６０ 環状リング部 ６２ 受容ポケット ７０ ブーツ
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 サムエル エル． グロバー アメリカ合衆国，コネチカット 06604, ブリッジポート，ローレル アベニュー 1036 (72)発明者 トーマス イー． マニング アメリカ合衆国，コネチカット 06067, ロッキー ヒル，ザ ミュース 308 Ｆターム(参考） 3H034 AA02 AA16 BB03 BB08 BB19 CC03 DD30 EE05 EE12

Claims (22)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 ガスタービンにおけるベーン取着システ
    ムであって、該システムは、 第１の支持構造内に位置する受容ポケットと、 前記ベーンの第１の端部に取り付けられて、前記受容ポ
    ケットに挿入されるブーツとを有してなる、ことを特徴
    とするガスタービンにおけるベーン取着システム。
  2. 【請求項２】 前記ブーツは前記ベーン上に成型され
    る、ことを特徴とする請求項１記載のシステム。
  3. 【請求項３】 前記ブーツは柔軟な制振材料で形成され
    る、ことを特徴とする請求項２記載のシステム。
  4. 【請求項４】 前記ブーツはシリコンゴムで形成され、
    前記受容ポケットに適合する輪郭を有してなる、ことを
    特徴とする請求項３記載のシステム。
  5. 【請求項５】 前記第１の支持構造は内側ケーシングの
    環状のリング部であり、前記受容ポケットは前記環状の
    リング部に機械加工され、また、前記受容ポケットは湾
    曲した外形を有し、前記ブーツは前記湾曲した外形と一
    致する湾曲を有してなる、ことを特徴とする請求項１記
    載のシステム。
  6. 【請求項６】 前記環状のリング部に機械加工された前
    記受容ポケットは開放された端部であり、前記ブーツは
    受容ポケットの深さより大きな深さを有してなる、こと
    を特徴とする請求項５記載のシステム。
  7. 【請求項７】 前記ベーンの第２の端部は一対のボルト
    によって第２の支持構造に固定される、ことを特徴とす
    る請求項１記載のシステム。
  8. 【請求項８】 前記第１の支持構造が開口部を有し、 前記受容ポケットが前記開口部に取着されたインサート
    によって形成されており、および前記ベーン上の前記ブ
    ーツが前記インサート内に適合される、ことを特徴とす
    る請求項１記載のシステム。
  9. 【請求項９】 前記インサートはインサートカップから
    なる、ことを特徴とする請求項８記載のシステム。
  10. 【請求項１０】 前記インサートは外方に延在する周辺
    フランジ部を有し、前記第１の支持構造は前記周辺のフ
    ランジ部を収容する周辺の棚部を具備し、これにより前
    記周辺フランジ部の上面が前記第１の支持構造の表面と
    実質的に面一になる、ことを特徴とする請求項８記載の
    システム。
  11. 【請求項１１】 前記開口部は第１の深さを有し、前記
    インサートは前記第１の深さより大きい第２の深さを有
    する、ことを特徴とする請求項８記載のシステム。
  12. 【請求項１２】 前記ブーツは柔軟な制振材料で形成さ
    れ、前記開口部内に前記インサートを保持するための固
    定具をさらに有してなる、ことを特徴とする請求項８記
    載のシステム。
  13. 【請求項１３】 前記固定具はそれぞれ、前記開口部の
    側壁と前記インサートの側壁との間に位置決めされる、
    ことを特徴とする請求項１２記載のシステム。
  14. 【請求項１４】 ガスタービン用のベーンであって、 第１の端部と第２の端部とを有するエアフォイル構造
    と、 エアフォイル構造の第１の端部を取り巻くブーツとを有
    してなる、ことを特徴とするガスタービン用のベーン。
  15. 【請求項１５】 前記ブーツは前記エアフォイル構造上
    に成型される、ことを特徴とする請求項１４記載のベー
    ン。
  16. 【請求項１６】 前記ブーツは柔軟な材料から形成され
    る、ことを特徴とする請求項１４記載のベーン。
  17. 【請求項１７】 前記ブーツはシリコンゴムから形成さ
    れる、ことを特徴とする請求項１４記載のベーン。
  18. 【請求項１８】 前記ブーツは前記ベーンと一体に形成
    される、ことを特徴とする請求項１４記載のベーン。
  19. 【請求項１９】 前記エアフォイルの外側端部の近傍に
    外側ベースをさらに有し、かつ前記外側ベースはプラッ
    トフォームとスリーブとを含んでなる、ことを特徴とす
    る請求項１４記載のベーン。
  20. 【請求項２０】 ガスタービンにベーンを取着する方法
    であって、 機械加工された開口部を有する内側支持構造を用意する
    ステップと、 内側端部に取り付けられたブーツを有するベーンを用意
    するステップと、 前記ブーツを前記開口部内に位置させることによって前
    記ベーンを前記支持構造に取り付けるステップとを有し
    てなる、ことを特徴とするガスタービンにベーンを取着
    する方法。
  21. 【請求項２１】 インサートカップを前記開口部に挿入
    するステップをさらに有し、前記取り付けるステップは
    前記ブーツを前記インサートカップに挿入することから
    なり、また、前記取り付けるステップの後、前記ベーン
    を回転させるステップと、前記ベーンの外側端部を外側
    支持構造に固定するステップとをさらに有してなる、こ
    とを特徴とする請求項２０記載の方法。
  22. 【請求項２２】 前記外側端部を固定するステップは、
    ネジを切ったスタッドとナットとを用いて、前記ベーン
    の前記外側端部を前記外側支持構造に固定するステップ
    からなる、ことを特徴とする請求項２１記載の方法。
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Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2008069775A (ja) * 2006-09-12 2008-03-27 United Technol Corp <Utc> 機械的に保持されたベーンを修理または交換する方法およびタービンエンジン部品
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
JP2019113070A (ja) * 2013-04-11 2019-07-11 サフラン・エアクラフト・エンジンズ 航空機タービンエンジンのセパレータノーズを除氷するための装置

Families Citing this family (73)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6619917B2 (en) * 2000-12-19 2003-09-16 United Technologies Corporation Machined fan exit guide vane attachment pockets for use in a gas turbine
GB2400415B (en) * 2003-04-11 2006-03-08 Rolls Royce Plc Vane mounting
FR2856749B1 (fr) * 2003-06-30 2005-09-23 Snecma Moteurs Redresseur de compresseur de moteur aeronautique a aubes collees
FR2865001B1 (fr) * 2004-01-12 2008-05-09 Snecma Moteurs Turboreacteur comprenant un bras de raccord de servitudes, et le bras de raccord de servitudes.
GB2418709B (en) * 2004-09-29 2007-10-10 Rolls Royce Plc Damped assembly
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
US7413400B2 (en) * 2005-09-12 2008-08-19 Pratt & Whitney Canada Corp. Vane assembly with grommet
GB2434182A (en) * 2006-01-11 2007-07-18 Rolls Royce Plc Guide vane arrangement for a gas turbine engine
FR2906296A1 (fr) 2006-09-26 2008-03-28 Snecma Sa Dispositif de fixation d'une aube fixe dans un carter annulaire de turbomachine, turboreacteur incorporant le dispositif et procede de montage de l'aube.
US7614848B2 (en) * 2006-10-10 2009-11-10 United Technologies Corporation Fan exit guide vane repair method and apparatus
US7980817B2 (en) 2007-04-16 2011-07-19 United Technologies Corporation Gas turbine engine vane
US7980813B2 (en) * 2007-08-13 2011-07-19 United Technologies Corporation Fan outlet guide vane shroud insert repair
EP2031255B1 (fr) * 2007-08-30 2015-12-23 Techspace Aero Aube, virole et ensemble pour etage redresseur de compresseur, turbomachine comprenant un tel compresseur et procede de montage par soudage entre une virole et une aube
EP2075414A1 (fr) * 2007-12-27 2009-07-01 Techspace aero Virole intérieure de stator pour la délimitation d'un flux primaire de turbomoteur d'aéronef
EP2075415B1 (fr) * 2007-12-27 2016-10-19 Techspace Aero Structure annulaire de stator allégée pour turbomoteur d'aéronef
WO2009157817A1 (en) * 2008-06-26 2009-12-30 Volvo Aero Corporation Vane assembly and method of fabricating, and a turbo-machine with such vane assembly
US20100150711A1 (en) * 2008-12-12 2010-06-17 United Technologies Corporation Apparatus and method for preventing cracking of turbine engine cases
US8662819B2 (en) * 2008-12-12 2014-03-04 United Technologies Corporation Apparatus and method for preventing cracking of turbine engine cases
GB0905729D0 (en) * 2009-04-03 2009-05-20 Rolls Royce Plc Stator vane assembly
FR2950116B1 (fr) * 2009-09-15 2011-12-09 Snecma Redresseur de compresseur pour turbomachine, comprenant des tetes d'aubes montees a l'aide d'un materiau amortisseur de vibrations sur la virole exterieure
US8690531B2 (en) 2010-12-30 2014-04-08 General Electroc Co. Vane with spar mounted composite airfoil
US8727721B2 (en) 2010-12-30 2014-05-20 General Electric Company Vane with spar mounted composite airfoil
US20120189425A1 (en) * 2011-01-24 2012-07-26 General Electric Company System and method for reducing corrosion in a compressor
US8696311B2 (en) 2011-03-29 2014-04-15 Pratt & Whitney Canada Corp. Apparatus and method for gas turbine engine vane retention
GB201105788D0 (en) 2011-04-06 2011-05-18 Rolls Royce Plc Stator vane assembly
FR2974593B1 (fr) * 2011-04-28 2015-11-13 Snecma Moteur a turbine comportant une protection metallique d'une piece composite
US20130142640A1 (en) * 2011-12-02 2013-06-06 David P. Houston Alternate shroud width to provide mistuning on compressor stator clusters
US9951639B2 (en) 2012-02-10 2018-04-24 Pratt & Whitney Canada Corp. Vane assemblies for gas turbine engines
US9062560B2 (en) * 2012-03-13 2015-06-23 United Technologies Corporation Gas turbine engine variable stator vane assembly
US9109448B2 (en) 2012-03-23 2015-08-18 Pratt & Whitney Canada Corp. Grommet for gas turbine vane
FR2989130B1 (fr) * 2012-04-05 2014-03-28 Snecma Etage redresseur de compresseur pour une turbomachine
FR2989414B1 (fr) * 2012-04-16 2014-04-18 Snecma Procede et un outillage de montage d'un etage redresseur
US9045985B2 (en) 2012-05-31 2015-06-02 United Technologies Corporation Stator vane bumper ring
US11035238B2 (en) 2012-06-19 2021-06-15 Raytheon Technologies Corporation Airfoil including adhesively bonded shroud
US20130333350A1 (en) * 2012-06-19 2013-12-19 Nicholas D. Stilin Airfoil including adhesively bonded shroud
US9447693B2 (en) * 2012-07-30 2016-09-20 United Technologies Corporation Compliant assembly
US9546571B2 (en) 2012-08-22 2017-01-17 United Technologies Corporation Mounting lug for connecting a vane to a turbine engine case
US9441496B2 (en) 2012-09-26 2016-09-13 United Technologies Corporation Structural guide vane internal topology
US9366185B2 (en) 2012-09-28 2016-06-14 United Technologies Corporation Flexible connection between a wall and a case of a turbine engine
US9534498B2 (en) 2012-12-14 2017-01-03 United Technologies Corporation Overmolded vane platform
EP2954171A4 (en) * 2013-02-10 2016-07-06 United Technologies Corp GAS TURBINE ENGINE WITH A THERMAL PLASTIC TO THE SMOOTH AERODYNAMIC SURFACES
CA2903738A1 (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
EP2964897B1 (en) * 2013-03-07 2019-05-01 United Technologies Corporation Structural guide vane for gas turbine engine
EP2971575B1 (en) * 2013-03-13 2017-12-27 United Technologies Corporation Structural guide vane outer diameter k gussets
US20160017732A1 (en) * 2013-03-15 2016-01-21 United Technologies Corporation Off-Cambered Vanes for Gas Turbine Engines
EP2971610B1 (en) 2013-03-15 2020-01-15 United Technologies Corporation Selective coating removal or masking for ground path
US10465541B2 (en) 2013-03-15 2019-11-05 United Technologies Corporation Gas turbine engine stator vane assembly with split shroud
GB201306123D0 (en) * 2013-04-05 2013-05-22 Rolls Royce Plc Vane assembly and method of making the same
US9840929B2 (en) * 2013-05-28 2017-12-12 Pratt & Whitney Canada Corp. Gas turbine engine vane assembly and method of mounting same
JP6167677B2 (ja) * 2013-06-06 2017-07-26 株式会社Ihi ファンにおける翼及びファン
RU2633496C2 (ru) * 2015-07-24 2017-10-12 Российская Федерация, От Имени Которой Выступает Министерство Промышленности И Торговли Российской Федерации Регулируемый входной направляющий аппарат компрессора газотурбинного двигателя
FR3045112B1 (fr) * 2015-12-15 2018-01-26 Safran Aircraft Engines Plateforme inter-aubes pour carter de turboreacteur
US20170362960A1 (en) * 2016-06-21 2017-12-21 United Technologies Corporation Turbine case boss
US10472979B2 (en) * 2016-08-18 2019-11-12 United Technologies Corporation Stator shroud with mechanical retention
US10415592B2 (en) * 2016-10-21 2019-09-17 United Technologies Corporation Shroud for gas turbine engine
US10371166B2 (en) 2016-12-16 2019-08-06 Pratt & Whitney Canada Corp. Stator vane seal arrangement for a 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
US10900364B2 (en) * 2017-07-12 2021-01-26 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine stator vane support
US20190078469A1 (en) * 2017-09-11 2019-03-14 United Technologies Corporation Fan exit stator assembly retention system
FR3074219B1 (fr) * 2017-11-30 2019-10-25 Safran Aircraft Engines Ensemble de turbomachine avec une aube de stator a plateforme integree et moyens de maintien.
US20190234222A1 (en) * 2018-01-30 2019-08-01 United Technologies Corporation Angled vane slot
US10724390B2 (en) * 2018-03-16 2020-07-28 General Electric Company Collar support assembly for airfoils
GB201806564D0 (en) 2018-04-23 2018-06-06 Rolls Royce Plc Gas turbine engine inner barrel
GB201806563D0 (en) 2018-04-23 2018-06-06 Rolls Royce Plc Gas turbine engine keel beam
FR3081501B1 (fr) * 2018-05-23 2020-09-18 Safran Aircraft Engines Obturateur pour turboreacteur ayant une aube de redresseur absente
US10808559B2 (en) * 2018-06-01 2020-10-20 Raytheon Technologies Corporation Guide vane retention assembly for gas turbine engine
FR3084105B1 (fr) * 2018-07-17 2020-06-19 Safran Aircraft Engines Aube directrice de sortie composite avec fixation metallique pour turbomachine
US11060411B2 (en) 2019-03-22 2021-07-13 Pratt & Whitney Canada Corp. Inner shroud assembly for stator vanes
US11352895B2 (en) * 2019-10-29 2022-06-07 Raytheon Technologies Corporation System for an improved stator assembly
DE102020215576A1 (de) * 2020-12-09 2022-06-09 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Strömungsleitvorrichtung und ein Gasturbinentriebwerk
US12297744B2 (en) * 2023-09-06 2025-05-13 Pratt & Whitney Canada Corp. Containment engine case with local features and outer surface reinforcement section
US12320266B2 (en) 2023-09-06 2025-06-03 Pratt & Whitney Canada Corp. Containment engine case with local features and inner surface reinforcement section

Family Cites Families (20)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3095138A (en) 1957-05-28 1963-06-25 Studebaker Corp Rotating shroud
US3867066A (en) * 1972-03-17 1975-02-18 Ingersoll Rand Co Gas compressor
US3778184A (en) * 1972-06-22 1973-12-11 United Aircraft Corp Vane damping
US4378961A (en) * 1979-01-10 1983-04-05 United Technologies Corporation Case assembly for supporting stator vanes
GB2115883B (en) 1982-02-26 1986-04-30 Gen Electric Turbomachine airfoil mounting assembly
US4832568A (en) * 1982-02-26 1989-05-23 General Electric Company Turbomachine airfoil mounting assembly
US4594761A (en) 1984-02-13 1986-06-17 General Electric Company Method of fabricating hollow composite airfoils
US4639189A (en) * 1984-02-27 1987-01-27 Rockwell International Corporation Hollow, thermally-conditioned, turbine stator nozzle
US4655682A (en) 1985-09-30 1987-04-07 United Technologies Corporation Compressor stator assembly having a composite inner diameter shroud
FR2600379B1 (fr) * 1986-06-18 1988-09-02 Snecma Redresseur de soufflante de turboreacteur multiflux
FR2610673B1 (fr) 1987-02-05 1991-03-15 Snecma Turboreacteur multiflux a couronne externe de redresseur de soufflante frettee sur le carter
FR2654463A1 (fr) 1989-11-15 1991-05-17 Snecma Element de stator de turbomachine.
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
US5074752A (en) 1990-08-06 1991-12-24 General Electric Company Gas turbine outlet guide vane mounting assembly
US5272869A (en) * 1992-12-10 1993-12-28 General Electric Company Turbine frame
US5494404A (en) * 1993-12-22 1996-02-27 Alliedsignal Inc. Insertable stator vane assembly
US5690469A (en) 1996-06-06 1997-11-25 United Technologies Corporation Method and apparatus for replacing a vane assembly in a turbine engine
US5765993A (en) * 1996-09-27 1998-06-16 Chromalloy Gas Turbine Corporation Replacement vane assembly for fan exit guide
US6409472B1 (en) * 1999-08-09 2002-06-25 United Technologies Corporation Stator assembly for a rotary machine and clip member for a stator assembly
US6619917B2 (en) * 2000-12-19 2003-09-16 United Technologies Corporation Machined fan exit guide vane attachment pockets for use in a gas turbine

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2008069775A (ja) * 2006-09-12 2008-03-27 United Technol Corp <Utc> 機械的に保持されたベーンを修理または交換する方法およびタービンエンジン部品
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
JP2019113070A (ja) * 2013-04-11 2019-07-11 サフラン・エアクラフト・エンジンズ 航空機タービンエンジンのセパレータノーズを除氷するための装置

Also Published As

Publication number Publication date
US6619917B2 (en) 2003-09-16
US6910860B2 (en) 2005-06-28
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US20040033137A1 (en) 2004-02-19
SG108286A1 (en) 2005-01-28
US20020076320A1 (en) 2002-06-20
EP1219785A1 (en) 2002-07-03

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