JPH0713444B2 - ガスタ−ビンエンジン用ステ−タ組立体 - Google Patents

ガスタ−ビンエンジン用ステ−タ組立体

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JPH0713444B2
JPH0713444B2 JP61233130A JP23313086A JPH0713444B2 JP H0713444 B2 JPH0713444 B2 JP H0713444B2 JP 61233130 A JP61233130 A JP 61233130A JP 23313086 A JP23313086 A JP 23313086A JP H0713444 B2 JPH0713444 B2 JP H0713444B2
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vane
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cavity
shroud
vane support
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クレオン・ヴァーデル・クンツ
デニス・ハワード・ジョーンズ
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ユナイテツド・テクノロジ−ズ・コ−ポレイシヨン
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    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • F01D9/042—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector fixing blades to stators
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
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Description

【発明の詳細な説明】 産業上の利用分野 本発明は、ガスタービンエンジンに係わり、更に詳細に
はガスタービンエンジンのための圧縮機のステータ組立
体に係わる。
背景技術 ガスタービンエンジンは圧縮機セクションと、燃焼セク
ションと、タービンセクションとを含んでおり、これら
のセクションは環状のエンジンケースにより囲繞されて
いる。圧縮機セクション及びタービンセクションに於て
は、環状のガス流路に沿って一連のロータ組立体及びス
テータ組立体を経て作動媒体ガスが軸線方向に流れるよ
うになっている。
各ステータ組立体はガス流路を横切って半径方向に延在
する複数個のベーンを含んでいる。各ベーンの外端部は
エンジンケースに直接またはエンジンケースより支持さ
れたアウタステータシュラウドに取付けられている。エ
ンジンの特定の構造に応じて、エンジンケースまたはア
ウタステータシュラウドはガス流路の外縁境界を郭定し
ている。各ベーンの内端部はガス流路の内縁境界を郭定
するインナステータシュラウドを支持している。
ステータ組立体の構成要素は一般に金属構造体であり、
圧縮機の前方セクションに於ては比較的低温に曝され
る。エンジンの運転効率を向上させるべく、圧縮機のス
テータ組立体の重量を低減し、これによりエンジンの重
量を低減する一つの試みが米国特許第3,849,023号に記
載されている。この米国特許に記載されている如く、周
縁方向に複数個のセグメントに分割された円弧状のイン
ナステータシュラウドセクションは金属ではなく軽量の
プラスチックにて形成されており、環状のインナステー
タシュラウドを構成すべく互いにボルト締結されてい
る。ステータベーンの半径方向内端部及び外端部は特殊
な形状に形成されており、インナシュラウドセクション
及びエンジンケースに形成された鳩尾状溝に係合してい
る。かかる従来の構造に於ては、組立て時にシュラウド
セクションを湾曲させたり変形させたりすることなく各
ベーンを対応する溝内へ挿入し得るようにするために
は、ベーン及びシュラウドセクションの寸法を正確に制
御することが必要である。シュラウドセクションに変形
が生じると、ステータ組立体内に好ましからざる応力が
発生し、その結果ステータ組立体が早期に破損すること
がある。更にステータ組立体の変形によりガス流路の形
状が変化され、これによりエンジンの運転効率が低下さ
れることがある。
ステータ組立体の重量を低減する他の一つの例が第１図
及び第２図に示されている。本願出願人であるユナイテ
ッド・テクノロジーズ・コーポレーションの一つのディ
ビジョンであるプラット・アンド・ホイットニー（Prat
t ＆ Whitney）により製造されている幾つかのガスター
ビンエンジンに使用されているこの構造に於ては、イナ
ステタシュラウド組立体10が複合材料にて形成された複
数個の円弧状のステータセグメント12を含んでおり、ス
テータセグメント12は周縁方向に複数個のセグメントに
分割された円弧状のバンド14に接着により接合されてい
る。各バンド14は周縁方向に配設された互いに隣接する
セグメント12の間の界面16を越えて延在している。また
インナシュラウド組立体10は各バンド14の半径方向内方
へ面する側面に取付けられたラビリンス型摩擦ストリッ
プ18を含んでいる。摩擦ストリップ18は互いに隣接する
バンド14の間の界面19を越えて延在している。各ステー
タセグメント12は各ステータベーン24の内端部22を受け
る複数個の円弧状の周縁方向に互いに隔置されたキャビ
ティ20を含んでいる。各ステータベーン24の内端部22は
シリコンゴム製の振動減衰材料26により囲繞されてお
り、振動減衰材料26はキャビティの壁面に接合されてお
り、各ベーンの内端部22を対応するキャビティ20内に固
定している。各ベーン24の外端部はステータアウタシュ
ラウド（図示せず）に剛固に取付けられている。この従
来の構造に於ては、各キャビティ20の周縁方向の幅はキ
ャビティの前端28よりキャビティの後端30まで一定であ
り、各キャビティ20の深さはその前端28よりその後端30
まで増大している。
本明細書に於て、複合材料という言葉は硬化したエポキ
シ樹脂または公知のポリエステルやポリイミドの如きマ
トリックス内にガラス繊維、黒鉛繊維、炭化ケイ素繊維
の如き繊維が分散された材料を意味する。
上述の構造に於ては複合材料がガスタービンエンジンに
使用されてよいことが示されているが、エンジニアはか
かる材料が組込まれた新規にして改良された構造を研究
し評価している。複合材料製の圧縮機用ステータ組立体
に関連する他の米国特許としては、米国特許第3,849,02
3号、同第4,063,847号、同第4,098,559号、同第4,191,5
10号、同第4,398,866号があり、全体としてステータ組
立体に関連する従来技術を開示する米国特許としては、
米国特許第2,252,817号、同第3,778,184号、同第3,887,
976号、同第3,932,056号、同第4,305,696号がある。
発明の開示 本発明の一つの目的は、ガスタービンエンジンの重量を
低減することである。
本発明の他の一つの目的は、容易に組立てられる圧縮機
用ステータ組立体を提供することである。
本発明の更に他の一つの目的は、複合材料にて形成され
たインナベーン支持構造体を有する低廉にして軽量な圧
縮機用ステータ組立体を提供することである。
本発明によれば、ガスタービンエンジンのための圧縮機
用ステータ組立体は、アウタベーン支持構造体と、該ア
ウタベーン支持構造体と同心のインナベーン支持構造体
と、周縁方向に配列された一列のステータベーンとを含
んでおり、各ベーンはその外端部に於てアウタベーン支
持構造体に取付けらえており、該構造体より半径方向内
方へ延在している。インナベーン支持構造体は一体型の
複合材料製の支持リングと、周縁方向に複数個のセグメ
ントに分割された円弧状の複合材料製のシュラウドセク
ションであって、支持リングを囲繞し且該支持リングの
半径方向に面する面及び軸線方向に面する面に取付けら
れたシュラウドセクションとを含んでおり、各シュラウ
ドセクションは各ベーンの内端部を受入れるための周縁
方向に互いに隔置された複数個のキャビティを有してお
り、各キャビティは各ベーンの内端部に係合してこれを
保持するための振動減衰材料を収容している。
本発明の一つの局面は、支持リングが周縁方向及び半径
方向内方へ延在するＶ形チャンネルを有しており、該チ
ャンネルは半径方向内方へ延在し且チャンネルの頂点に
収束する周縁方向に延在する二つの脚部により郭定され
ている。各シュラウドセクションはチャンネルの脚部に
接合された半径方向内方へ延在する突起を有している。
本発明の一つの利点は、ステータ組立体の組立てが従来
のステータ組立体の組立てよりも容易であるということ
である。
本発明の他の一つの利点は、支持リング（インナリン
グ）が一体型であることにより、インナシュラウドが周
縁方向に複数個のセグメントに分割された従来のステー
タ組立体の場合に比して、本発明に於けるインナベーン
支持構造体が非常に優れたフープ強さを有しているとい
うことである。
以下に添付の図を参照しつつ、発明を実施例について詳
細に説明する。
発明を実施するための最良の形態 本発明の一つの例示的実施例として、第３図に示された
軸流ガスタービンエンジンの圧縮機セクション40の一部
について考える。圧縮機セクション40はステータ組立体
42と該ステータ組立体に軸線方向に隣接するロータ組立
体44とを含んでいる。ロータ組立体44はエンジン軸線48
の周りに回転するディスク46と、該ディスクに対し通常
の要領にて取付けられ周縁方向に配列された一列のブレ
ード50とを含んでいる。ブレード50はディスク46より作
動媒体ガス流路52を横切って半径方向外方へ延在してい
る。第４図に於て、ステータ組立体42はアウタベーン支
持構造体54と周縁方向に配列された一列のベーン56とを
含んでおり、ベーンはアウタベーン支持構造体54に取付
けられており、該構造体より半径方向内方へ延在してい
る。アウタベーン支持構造体54の半径方向内向き面58は
作動媒体ガス流路52の外縁境界を郭定している。またス
テータ組立体42はインナベーン支持構造体60を含んでい
る。インナベーン支持構造体60の半径方向外向き面は作
動媒体ガス流路52の内縁境界を郭定している。インナベ
ーン支持構造体60はラビリンスシール62を含んでおり、
該シールはディスク46と一体に形成されたナイフエッジ
64と係合し得るようになっている。
各ステータベーン56は半径方向に互いに対向する外端部
66と内端部68とを有している。各ベーン56の外端部66は
アウタベーン支持構造体54に形成された溝（図示せず）
を貫通して延在している。一対の互いに近接して隔置さ
れたブラケット70が各溝に近接しており、ブラケット70
はリベット74によりアウタベーン支持構造体の外面72に
取付けられている。各ベーン56の外端部66は各一対のブ
ラケット70の間に配置されており、リベット76によりブ
ラケット70に取付けられている。かくして各ベーン56の
外端部66はアウタベーン支持構造体54に剛固に取付けら
れている。ベーン56は作動媒体ガス流路52を横切って半
径方向に延在しており、後に説明する如く、ベーンの内
端部68はインナベーン支持構造体60を支持している。
インナベーン支持構造体60の構成要素は重量に対する強
度の比の高い複合材料にて形成されており、これにより
金属材料を使用しているステータ組立体に比して大きく
重量が低減されている。インナベーン支持構造体60は一
体型のインナリング78と周縁方向に複数個のセグメント
に分割された円弧状のシュラウドセクション80とを含ん
でおり、シュラウドセクション80はインナリング78を囲
繞し且これに取付けられている。各シュラウドセクショ
ン80は周縁方向に互いに隔置された複数個のキャビティ
82を有しており、各キャビティ82はそれぞれ一つのベー
ンの内端部78を受入れてこれを保持している。後に説明
する如く、各シュラウドセクション82に設けられたキャ
ビティ82の形状は僅かに互いに異なっている。
第３図に於て、インナリング78は軸線方向に延在する前
方ランド84と後方ランド86とを有している。前方ランド
84はエンジンの回転軸線48に対し傾斜しているが、後方
ランド86は実質的に円筒状をなしている。前方ランド84
は半径方向外向き面88を有しており、後方ランド86は半
径方向外向き面90を有している。インナリング78はラン
ド84と86との間に半径方向内方へ延在する環状のＶ形チ
ャンネル92を有している。チャンネル92は前方脚部94と
後方脚部96とを有しており、これらの脚部94及び96はチ
ャンネルの頂点98へ向けて軸線方向に見て互いに反対方
向へ半径方向内方へ延在している。インナリング78は一
体型であるので、後に説明する如くシュラウドセクショ
ン80がインアリング78に接合されると、インナベーン支
持構造体60は従来技術の複数個のセグメントに分割され
たシュラウド組立体に比してはるかに高いフープ強さを
有する。また作動媒体ガス流路の内縁境界の断面形状は
正確に円形であり、この形状は空気力学的に効率的であ
る。
本発明の好ましい実施例に於ては、インナリング78はラ
ミネート構造体であり、熱硬化性のエポキシ樹脂にて含
浸された複数個のポリアミド織物プライを含んでいる。
インナリング78を製造するために使用されてよい特定の
材料の例としては、アメリカ合衆国バージニア州、アル
タビスタ所在のバーリントン・グラス・ファブリックス
（Burlington Glass Fabrics）より販売されているAMS3
902スタイル285ケブラー（Kevlar（登録商標））織物
や、アメリカ合衆国テキサス州、ヒューストン所在のシ
ェル・ディベロップメント・コーポレイション（Shell
Development Corp.）より販売されているエポン（Epo
n）826樹脂がある。インナリング78は当技術分野に於て
一般的であるドライレイアップ／樹脂トランスファープ
ロセスにより製造されている。
第５図〜第７図に於て、各シュラウドセクション80は波
形構造、即ち一連の畝100及びキャビティ82を交互に有
している。シュラウドセクション80は波形構造であるの
で、各畝100の半径方向外向き面102は各シュラウドセク
ション80の作動媒体ガス流路の面を郭定している。また
第８図に於て、壁セクション104が各キャビティ82の底
面106を郭定している。各壁セクション104の半径方向内
向き面108は半径方向内方及び周縁方向に延在する舌片
部110を含んでいる。ガス流路の面102より底面106まで
測定した場合のキャビティの深さは軸線方向後方へ向う
につれて増大している。軸線方向に延在する円弧状の側
壁112がキャビティ82の周縁方向の境界を郭定してお
り、前方端壁114及び後方端壁116がキャビティ82の軸線
方向の境界を郭定している。側壁112の半径方向の高さ
は側壁112と後方端壁116とが出会う部分に於ては端壁11
6の高さよりも大きい。キャビティの側壁112の曲率の度
合はエーロフォイル形をなすベーンの内端部68の曲率の
度合と同様であるが、各キャビティの軸線方向の幅は各
ベーンの内端部68の厚さよりも大きく、キャビティの幅
は軸線方向後方へ向かうにつれて減少している。後に詳
細に説明する如く、キャビティ82は各ベーンの内端部68
を容易に受入れてこれを保持し得るよう、またシュラウ
ドセクション80を単純に構造し得るような形状に形成さ
れている。
各シュラウドセクション80は射出成形法によりガラス短
繊維強化ナイロン複合材料（繊維含有量は33wt％である
ことが好ましい）にて形成されている。かかる複合材料
はアメリカ合衆国ペンシルベニア州、マルヴァーン所在
のエル・エヌ・ピー・コーポレイション（LNP Corp.）
よりRF-1006として、またアメリカ合衆国デラウエア
州、ウィルミントン所在のイー・アイ・デュポン・カン
パニー・インコーポレイテット（E.I.Dupont Co.Inc.）
よりジテル（Zytel）70G33BKとして販売されている。シ
ュラウドセクション80が製造された後に射出成形装置よ
りシュラウドセクションを容易に除去し得るよう、キャ
ビティ82のデザインは以下の通りである。各シュラウド
セクション80はその中央キャビティ82（奇数であること
が好ましい）を通る中心線122（第７図参照）を有して
いる。また中心線122はシュラウドセクション80の曲率
中心124を通過している。各キャビティ82は中心線122に
最も近接し中心線122と平行な側壁112を有していること
が好ましい。各キャビティ82の一方の側壁112はこれに
対向する他方の側壁112より半径方向外方へ末広がり状
をなしており、シュラウドセクションの曲率中心124を
通る半径方向の線に対し平行であることが好ましい。各
シュラウドセクション80が上述の如く構成されており、
特にキャビティ82が上述の如き形状を有しているので、
射出成形が完了をすると、シュラウドセクション80をそ
れを成形した金型の間より取り出すべく、中心線122に
平行な線に沿って金型を取り外すことができる。
各シュラウドセクション80はFM250K（アメリカ合衆国ミ
ッドランド州、ハブレ・デ・グレース所在のアメリカン
・シアナミド・コーポレイション（American Cyanamid
Corp.））や、AF3109-2K（アメリカ合衆国ミネソタ州、
セントポール所在のミネソタ・マイニング・アンド・マ
ニュファクチャリング・カンパニー（Minnesota Mining
and Manufacturing Co.））の如きエポキシ樹脂の膜状
接着剤を使用してインナリング78に接合されている。第
３図に示されている如く、シュラウドセクション80の軸
線方向に面する前方端壁114はインナリング78の前方脚
部94に接合されており、舌片部110の軸線方向後方へ面
する部分は後方脚部96に接合されており、シュラウドセ
クションの舌片部110より後方の部分はインナリングの
後方ランド86に接合されている。前方脚部94は実質的に
軸線方向後方へ面しており、後方脚部96は実質的に軸線
方向前方へ面しており、後方ランド86は半径方向内方へ
面しているので、各シュラウドセクション80は三つの明
確な平面にてインナリング78に接合されており、これに
よりシュランドセクションは従来技術の構造の場合に比
してより一層確実に所定の位置に維持されている。各シ
ュラウドセクションの周縁方向の端部118及び120はキャ
ビティ82の一部を郭定しており、これらの部分は組立て
られた場合に隣接するシュラウドセクション80の対応す
る部分と係合して完全なキャビティ82を形成するように
なっている（第４図参照）。
前述の如く、各ステータベーン56はアウタベーン支持構
造体54により半径方向内方へ延在している。各ベーン56
の長さは、組立てられた状態の圧縮機セクション40に於
てベーンの内端部68が対応するキャビティ82の底面106
より僅かに隔置されるよう選定される（第３図及び第７
図参照）。またキャビティ82はベーンの内端部68よりも
僅かに長く且僅かに幅の広いものであるので、各ベーン
の内端部68は対応する軸線方向に面するキャビティの端
壁114及び116より僅かに隔置され、また周縁方向に面す
るキャビティの側壁112より僅かに隔置されている。か
かる構造によればステータ組立体42の組立てを容易に行
なうことができる。各ベーン56の内端部68はアウタベー
ン支持構造体54に設けられた溝（図示せず）に半径方向
内方へ挿入され、対応するシュラウドセクションのキャ
ビティ82内に配置される。各ベーン56をその適正な位置
に位置決めし且保持するために固定装置が使用され、各
ベーンの外端部66は上述の如くアウタベーン支持構造体
54にリベット止めされる。各ステータベーン56の基準線
126はシュラウドセクションの曲率中心124を通る半径方
向の線上に存在しているとが好ましい。振動減衰シリコ
ンゴム材料128が各ベーンの内端部68を保持すべく各キ
ャビティ82に嵌込まれている、シリコンゴム材料128は
キャビティの壁面に接合されており、各キャビティ82を
完全に充填しており、これにより各ベーンの内端部68を
囲繞し且これに接合されている。シリコンゴム材料128
はシュラウドセクションのガス流路を郭定する外面102
及びシュラウドセクションの後方端壁116と実質的に同
一の高さを有している。かくして使用されてよいシリコ
ンゴム材料の代表例としては、シラスティック（Silast
ic）Ｊ（アメリカ合衆国ケンタッキー州、エリザベスタ
ウン所在のダウ・コーニング・コーポレイション（Dow
Corning Corp.）ダポキャスト（Dapocast）37（アメリ
カ合衆国カルフォルニア州、アナヘイム所在のディ・エ
アクラフト・プロダクツ（D Aircraft Products））、
エコシル（Eccosil）1478−２（アメリカ合衆国マサチ
ューセッツ州、キャントン所在のエマーソン・アンド・
カミングズ・インコーポレイテッド（Emerson ＆ Cummi
ngs,Inc.））がある。
キャビティの形状はステータ組立体42の特定の要件に適
合するよう変更されてよい。第９図に示された本発明の
他の一つの実施例に於てはキャビティ130はシュラウド
セクション132の軸線方向の一端よりシュラウドセクシ
ョン132の他端まで延在しており、軸線方向に面する境
界を有していない。キャビティ130は周縁方向に面する
側壁134と半径方向に面する壁136とのみによって郭定さ
れている。かかる構造に於ては、シュラウドセクション
132は第５図及び第６図に示されたシュラウドセクショ
ン80の場合に比して剛性がかなり低く、従って半径方向
に容易に湾曲され得るものである。ステータ組立体の組
立てを容易に行ないうるよう可撓性が必要とされる場合
には、上述の如き構造体が使用されてよい。キャビティ
130は円弧状である必要はなく、第９図に示されている
如く直線的であってよく、シュラウドセクションの端部
138及び140に対し垂直又はこれに対しある角度にて軸線
方向に延在していてよい。この実施例に於ては、キャビ
ティにはテーパが与えられており、キャビティの幅は軸
線方向後方へ向うにつれて減小している。かかる構造に
よれば空気力学的圧力の乱れやサージが生じている間に
アウタベーン支持構造体が軸線方向前方へ運動すること
が制限されるものと考えられる。ベーンはアウタベーン
支持構造体に剛固に取付けられているので、圧力の乱れ
が生じてもベーンが軸線方向へ運動することが制限され
る。またキャビティにはテーパが与えられているので、
シュラウドセクション132及びこれに接合されたインナ
リングの運動が制限される。これは各キャビティ130の
幅の狭い後方部分がベーンの内端部に接合され静止状態
を維持するシリコンゴムの幅の広い塊を越えて軸線方向
前方へ運動することが出来ないことによる。
以上に於ては本発明を特定の実施例について詳細に説明
したが、本発明はかかる実施例に限定されるものではな
く、本発明の範囲内にて他の種々の実施例が可能である
ことは当業者にとって明らかであろう。
【図面の簡単な説明】
第１図は従来技術の圧縮機のステータ組立体のインナシ
ュラウド部分を示す断面図である。 第２図は第１図に示されたインナシュラウド部分を一部
破断して示す平面図である。 第３図は本発明の特徴が組込まれた軸流ガスタービンエ
ンジンの圧縮機セクションの一部を示す断面図である。 第４図は第３図の線４−４に沿う断面図である。 第５図は本発明によるインナシュラウドセクションをそ
れがステータ組立体に組込まれる前の状態にて示す斜視
図であり、シュラウドセクションの半径方向外向き面及
び前面を示している。 第６図は第５図のインナシュラウドセクションの斜視図
であり、シュラウドセクションの半径方向内向き面及び
背面を示している。 第７図は第５図の線７−７に沿う断面図であり、ステー
タベーンが仮想線にて示されている。 第８図は第５図の線８−８に沿う断面図である。 第９図は本発明のインナシュラウドセクションの他の一
つの実施例を一部破断して示す簡略化された斜視図であ
る。 10……インナシュラウド組立体,12……ステータセグメ
ント,14……バンド,16……界面,18……ゴムストリップ,
19……界面,20……キャビティ,22……内端部,24……ス
テータベーン,26……振動減衰材料,28……前端部,30…
…後端部,40……圧縮機セクション,42……ステータ組立
体,44……ロータ組立体,46……ディスク,48……エンジ
ン軸線,50……ブレード,52……作動媒体ガス流路,54…
…アウタベーン支持構造体,56……ベーン,58……半径方
向内向き面,60……インナベーン支持構造体,62……ラビ
リンスシール,64……ナイフエッジ,66、68……内端部,7
0……ブラケット,72……外面,74、76……リベット,78…
…インナリング,80……シュラウドセクション,82……キ
ャビティ,84……前方ランド,86……後方ランド,88、90
……半径方向外向き面,92……チャンネル,94……前方脚
部,96……後方脚部,98……頂点,100……畝,102……半径
方向外向き面,104……壁セクション,106……底面,108…
…半径方向内向き面,110……舌片部,112……側壁,114、
116……端壁,122……中心線,124……曲率中心,126……
基準線,128……シリコンゴム材料,130……キャビティ,1
32……シュラウドセクション,134……側壁,136……壁,1
38、140……端部
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (56)参考文献 特開 昭50−69413（ＪＰ，Ａ) 特開 昭50−60609（ＪＰ，Ａ) 特開 昭58−165503（ＪＰ，Ａ) 特開 昭55−75507（ＪＰ，Ａ) 米国特許3442442（ＵＳ，Ａ) 英国特許2110768（ＧＢ，Ａ)

Claims (1)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】アウタベーン支持構造体と、 周縁方向に配列された一列のベーンであって、各ベーン
    は半径方向外端部と内端部とを有し、各ベーンの前記外
    端部は前記アウタベーン支持構造体に取付けられ、該構
    造体より半径方向内方へ延在するベーンと、 前記アウタベーン支持構造体と同心に設けられたインナ
    ベーン支持構造体であって、複合材料にて形成され半径
    方向外向き面と周縁方向に延在し軸線方向に面する面と
    を有する一体型のインナリングを含み、また複合材料に
    て形成され前記半径方向外向き面及び前記軸線方向に面
    する面を囲繞し且これらの面に取付けられた複数個の円
    弧状の周縁方向に配置されたシュラウドセクションを含
    み、各シュラウドセクションは互いに周縁方向に隔置さ
    れ半径方向内方及び軸線方向に延在する複数個のキャビ
    ティを有し、前記ベーンの前記内端部は対応する前記キ
    ャビティ内へ延在しており、各キャビティはそれに配置
    された前記ベーンの前記内端部に係合し且これを保持す
    る減衰手段を含むインナベーン支持構造体と、 を含むガスタービンエンジン用ステータ組立体。
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Families Citing this family (68)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4907946A (en) * 1988-08-10 1990-03-13 General Electric Company Resiliently mounted outlet guide vane
US4986737A (en) * 1988-12-29 1991-01-22 General Electric Company Damped gas turbine engine airfoil row
US5074752A (en) * 1990-08-06 1991-12-24 General Electric Company Gas turbine outlet guide vane mounting assembly
US5226789A (en) * 1991-05-13 1993-07-13 General Electric Company Composite fan stator assembly
FR2680384B1 (fr) * 1991-08-13 1995-03-10 Plastiremo Couronne d'aubage a montage simplifie et aube pour sa realisation.
US5180282A (en) * 1991-09-27 1993-01-19 General Electric Company Gas turbine engine structural frame with multi-yoke attachment of struts to outer casing
FR2685383B1 (fr) * 1991-12-18 1994-02-11 Snecma Bras structural du carter d'une turbomachine.
FR2697285B1 (fr) * 1992-10-28 1994-11-25 Snecma Système de verrouillage d'extrémités d'aubes.
JP3631271B2 (ja) * 1993-11-19 2005-03-23 ユナイテッド テクノロジーズ コーポレイション インナーシュラウド一体型ステータベーン構造
US5380155A (en) * 1994-03-01 1995-01-10 United Technologies Corporation Compressor stator assembly
US5586864A (en) * 1994-07-27 1996-12-24 General Electric Company Turbine nozzle diaphragm and method of assembly
US5411370A (en) * 1994-08-01 1995-05-02 United Technologies Corporation Vibration damping shroud for a turbomachine vane
US5690469A (en) * 1996-06-06 1997-11-25 United Technologies Corporation Method and apparatus for replacing a vane assembly in a turbine engine
US6409472B1 (en) * 1999-08-09 2002-06-25 United Technologies Corporation Stator assembly for a rotary machine and clip member for a stator assembly
US6343912B1 (en) * 1999-12-07 2002-02-05 General Electric Company Gas turbine or jet engine stator vane frame
EP1213484B1 (fr) * 2000-12-06 2006-03-15 Techspace Aero S.A. Etage redressseur 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
US20030127924A1 (en) * 2002-01-08 2003-07-10 Pieter Van Dine Composite canning arrangement for motors
GB2388161A (en) * 2002-05-02 2003-11-05 Rolls Royce Plc Gas turbine engine compressor casing
DE10353810A1 (de) * 2003-11-17 2005-06-23 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Innendeckband für die Statorschaufeln des Verdichters einer Gasturbine
DE102004001393A1 (de) * 2004-01-09 2005-08-04 Mtu Aero Engines Gmbh Vorrichtung zur Aufhängung von Gaskanalelementen
US7950899B2 (en) * 2005-05-31 2011-05-31 United Technologies Corporation Modular fan inlet case
USRE43928E1 (en) 2005-06-28 2013-01-15 United Technologies Corporation Borescope inspection port device for gas turbine engine and gas turbine engine using same
US7458768B2 (en) * 2005-06-28 2008-12-02 United Technologies Corporation Borescope inspection port device for gas turbine engine and gas turbine engine using same
US7530782B2 (en) * 2005-09-12 2009-05-12 Pratt & Whitney Canada Corp. Foreign object damage resistant vane assembly
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
US7337742B1 (en) * 2006-08-09 2008-03-04 Viv Suppression, Inc. Twin fin fairing
USRE48123E1 (en) * 2006-08-09 2020-07-28 Asset Integrity Management Solutions, L.L.C. Twin fin fairing
US20090022579A1 (en) * 2007-07-17 2009-01-22 Schlichting Kevin W Burn resistant organic matrix composite material
US7980813B2 (en) * 2007-08-13 2011-07-19 United Technologies Corporation Fan outlet guide vane shroud insert repair
FR2922950B1 (fr) * 2007-10-31 2014-05-09 Snecma Cartouche de materiau abradable
GB2455785B (en) * 2007-12-21 2009-11-11 Rolls Royce Plc Annular component
EP2075415B1 (fr) * 2007-12-27 2016-10-19 Techspace Aero Structure annulaire de stator allégée pour turbomoteur d'aéronef
US8500394B2 (en) 2008-02-20 2013-08-06 United Technologies Corporation Single channel inner diameter shroud with lightweight inner core
FR2928963B1 (fr) * 2008-03-19 2017-12-08 Snecma Distributeur de turbine pour une turbomachine.
EP2202264B1 (fr) 2008-12-24 2018-04-18 Safran Aero Boosters SA Procédé de fabrication par moulage d'un élément structurel de machine avec une surface abradable
EP2339120B1 (fr) * 2009-12-22 2015-07-08 Techspace Aero S.A. Étage redresseur de turbomachine et compresseur associé
US8734089B2 (en) 2009-12-29 2014-05-27 Rolls-Royce Corporation Damper seal and vane assembly for a gas turbine engine
EP2402615B1 (fr) * 2010-06-29 2015-08-12 Techspace Aero S.A. Architecture de redresseur de compresseur
US20120082556A1 (en) * 2010-09-30 2012-04-05 Enzo Macchia Nanocrystalline metal coated composite airfoil
US9587645B2 (en) 2010-09-30 2017-03-07 Pratt & Whitney Canada Corp. Airfoil blade
US20120082553A1 (en) * 2010-09-30 2012-04-05 Andreas Eleftheriou Metal encapsulated stator vane
US9429029B2 (en) 2010-09-30 2016-08-30 Pratt & Whitney Canada Corp. Gas turbine blade and method of protecting same
WO2012125084A1 (en) * 2011-03-14 2012-09-20 Volvo Aero Corporation Gas turbine structure
US8696311B2 (en) 2011-03-29 2014-04-15 Pratt & Whitney Canada Corp. Apparatus and method for gas turbine engine vane retention
EP2586989B1 (fr) 2011-10-27 2015-04-29 Techspace Aero S.A. Virole composite co-injectée de compresseur de turbomachine axiale
US9427835B2 (en) 2012-02-29 2016-08-30 Pratt & Whitney Canada Corp. Nano-metal coated vane component for gas turbine engines and method of manufacturing same
US11035238B2 (en) 2012-06-19 2021-06-15 Raytheon Technologies Corporation Airfoil including adhesively bonded shroud
EP2735706B8 (fr) * 2012-11-21 2016-12-07 Safran Aero Booster S.A. Redresseur à aubes de compresseur de turbomachine axiale et procédé de fabrication
EP2735707B1 (fr) * 2012-11-27 2017-04-05 Safran Aero Boosters SA Redresseur de turbomachine axiale avec virole interne segmentée et compresseur associé
US9840929B2 (en) * 2013-05-28 2017-12-12 Pratt & Whitney Canada Corp. Gas turbine engine vane assembly and method of mounting same
WO2014197233A1 (en) 2013-06-04 2014-12-11 United Technologies Corporation Vane assembly including two- and three-dimensional arrangements of continuous fibers
US9206700B2 (en) * 2013-10-25 2015-12-08 Siemens Aktiengesellschaft Outer vane support ring including a strong back plate in a compressor section of a gas turbine engine
EP3071794B8 (en) 2013-11-19 2021-04-07 Raytheon Technologies Corporation Multi-element inner shroud extension for a turbo-machine
GB201412960D0 (en) * 2014-07-22 2014-09-03 Rolls Royce Plc Vane assembly
BE1023367B1 (fr) * 2015-08-19 2017-02-20 Safran Aero Boosters S.A. Fixation de virole interne de compresseur de turbomachine axiale
US10759130B2 (en) * 2015-10-30 2020-09-01 Compagnie Generale Des Etablissements Michelin Spoke fabrication for a non-pneumatic wheel
USD802423S1 (en) 2016-01-15 2017-11-14 Owens-Brockway Glass Container Inc. Container
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
US10378383B2 (en) * 2017-01-26 2019-08-13 General Electric Company Alignment apparatus for coupling diaphragms of turbines
US10900364B2 (en) * 2017-07-12 2021-01-26 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine stator vane support
US11898450B2 (en) 2021-05-18 2024-02-13 Rtx Corporation Flowpath assembly for gas turbine engine
US11781432B2 (en) 2021-07-26 2023-10-10 Rtx Corporation Nested vane arrangement for gas turbine engine
BE1030361B1 (fr) * 2022-03-17 2023-10-16 Safran Aero Boosters Coque d'amortissement pour turbomachine, assemblage comprenant la coque et une aube, ensemble rotatif, compresseur et procede de fabrication associe
CN116677464A (zh) * 2023-06-27 2023-09-01 南京航空航天大学 适用于小涵道比发动机的复材静子叶片扇形组件结构
CN121654488B (zh) * 2026-02-05 2026-06-16 中国航发湖南动力机械研究所 一种带包容机匣的复合材料静子叶片环

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3442442A (en) 1966-12-02 1969-05-06 Gen Electric Mounting of blades in an axial flow compressor
GB2110768A (en) 1981-12-01 1983-06-22 Rolls Royce Fixings for stator vanes

Family Cites Families (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE967089C (de) * 1940-12-21 1957-10-03 Kuehnle Kopp Kausch Ag Auswechselbare Axialleitapparat-Beschaufelung von Geblaesen, Pumpen u. dgl.
GB789733A (en) * 1954-03-22 1958-01-29 Rolls Royce Improvements in or relating to structural elements for axial-flow compressors or turbines or the like machines
DE1213423B (de) * 1960-06-04 1966-03-31 Maschf Augsburg Nuernberg Ag Befestigung der Schaufeln eines Leitschaufel-kranzes einer Stroemungsmaschine am Leitschaufeltraeger mittels gummielastischer Elemente
US3849023A (en) * 1973-06-28 1974-11-19 Gen Electric Stator assembly
CS174516B1 (ja) * 1974-09-26 1977-04-29
US3957391A (en) * 1975-03-25 1976-05-18 United Technologies Corporation Turbine cooling
FR2321616A1 (fr) * 1975-08-21 1977-03-18 Snecma Perfectionnements a la fixation des aubes statoriques d'une soufflante ou d'un compresseur a flux axial
FR2404102A1 (fr) * 1977-09-27 1979-04-20 Snecma Couronne d'aubage fixe pour turbomachine axiale et son procede de realisation
JPS55161029U (ja) * 1979-05-08 1980-11-19
FR2474395A1 (fr) * 1980-01-28 1981-07-31 Aerospatiale Procede de fabrication d'un element flexible et torsible et elements obtenus selon ce procede
US4417854A (en) * 1980-03-21 1983-11-29 Rockwell International Corporation Compliant interface for ceramic turbine blades
GB2084261A (en) * 1980-09-30 1982-04-07 Rolls Royce Mounting compressor stator blades
US4422827A (en) * 1982-02-18 1983-12-27 United Technologies Corporation Blade root seal
GB2115883B (en) * 1982-02-26 1986-04-30 Gen Electric Turbomachine airfoil mounting assembly

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3442442A (en) 1966-12-02 1969-05-06 Gen Electric Mounting of blades in an axial flow compressor
GB2110768A (en) 1981-12-01 1983-06-22 Rolls Royce Fixings for stator vanes

Also Published As

Publication number Publication date
US4655682A (en) 1987-04-07
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DE3663838D1 (en) 1989-07-13
EP0219445B1 (en) 1989-06-07
JPS6285103A (ja) 1987-04-18

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