JPS58155205A - ガスタ−ビンエンジンのロ−タ組立体 - Google Patents

ガスタ−ビンエンジンのロ−タ組立体

Info

Publication number
JPS58155205A
JPS58155205A JP58026136A JP2613683A JPS58155205A JP S58155205 A JPS58155205 A JP S58155205A JP 58026136 A JP58026136 A JP 58026136A JP 2613683 A JP2613683 A JP 2613683A JP S58155205 A JPS58155205 A JP S58155205A
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
seal
blade
adjacent
axial direction
annular
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
JP58026136A
Other languages
English (en)
Inventor
ポ−ル・マ−レイ・ビユ−ク
ポ−ル・アレキサンダ−・スミス・ジユニア
ジエ−ムス・フランクリン・マ−シヤル
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
RTX Corp
Original Assignee
United Technologies Corp
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by United Technologies Corp filed Critical United Technologies Corp
Publication of JPS58155205A publication Critical patent/JPS58155205A/ja
Pending legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01DNON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D11/00Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/005Sealing means between non relatively rotating elements
    • F01D11/006Sealing the gap between rotor blades or blades and rotor
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01DNON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D11/00Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/001Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between stator blade and rotor

Landscapes

  • 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】 本発明は、万スタービンー1−ンシンのロータ紺tr体
に係り、史に詳細にはその1.アシールtこ係る。
J、イノ1ツシ型のシールは 般に、刀スタービン1ン
シンの11−全段とこれ(こ隣接づるステータ段との間
4−杼(ガス流路J7り空気が釧洩りることを最小限に
抑えるために・使用されている4]−イノ1ツシシール
は弗型的にはガス流路を郭定りるJ−I−1−7Aイル
ノ”フッ1〜ノA−ムの半径方向内方IJ隔繭されIこ
筒状向、即らシールランドど、該シールランドに非常に
近接り、てこれより隔v7iされ研財用能<1シールの
場合にはシールランドに接触4る半径り向に延(Itl
るリップ、即らナイ゛)Lツジを含む対応りる円筒状部
祠どを含ん−(いる。ブーイノ1ツジJ/、: 4よシ
ールランドの4illれかが回転段に取イ・トJられ、
イf+らのうらの他りの部M bX静止構造体に取(>
17られるかまた&よその一部としく構成されでいる。
かかるシールの回転部分番よりベットなどによりII−
夕のディスクの表面に固定された環状部ICあることが
多い。このこと番よ多数の部Iが必要(゛あり、またそ
の取イ・」点に於て7”−rスフに応力集中が発生づる
という点に於て望ましくない。
他の一つの例が米Da特泊第4,218.189号に記
載されており、この米国特泊に於て4.1環状シールの
一]−イノー1−ツジ部分は静止禍造体の−P311て
゛あり、シールランドは回転段の一部であるtヒクメン
トに分割されlこシリンダの表向である。シリンダは、
各ブレードのルー1〜と一体に形成され且イれより軸線
方向に延在づる環状突起と、lレードのルー1−の満の
間にてディスクと一体に形成されl該ディスクの表向よ
り軸線方向に延在し^t1記lレードの環状突起と交互
に配置され/、:環状突起と番、二より形成されている
。かかるデザインの一つの欠点は、デrスクより突出J
る一つのシールラン1:L?グメントが銅山を受6Jた
場合にも、シールの完全性を回復するためにはディスク
全体が交換されなiJればなら4丁いということC゛あ
る。
米国1h胎第ごう、719.431@には、−ム−「1
ノA、イルのベースの周りに箱状の力2−を含む複数個
の部lよりなるロータブレードが記載されている。カラ
ーの一端には軸線り向に突出する環状シールランドt2
グメントが設置うられτ11jす、それらのセグメン1
〜もよル−トがディスク内tこ配置されるど隣接Jるブ
レードのカラーの環状しグメントと当接して複数個の1
?グメン1〜よりなる環状シールランドリングを形成す
るようになっている。
本発明の一つのL1的は、シールの回転部分がブレード
のルートと一体に構成されlこガスタービン]−ンジン
のための段間−1アシールを提供Jること(・ある。
本発明の他の一つの目的は、ロータ段に機械的に固定さ
れる段間シール部材を含んでいないガスタービン−Lン
ジンのための段間1アシ−ルを提供りることである。
本発明の更に他の一つの[1的は、回転段と静止段どの
間を経てガス流路より空気が漏洩することを防止し、J
、たブレードのプラク1〜)A−ムの下5− 側に−(回転段を横切・)で空気が軸線方向に漏洩Jる
ことをIII d−Jる一1ノ′シールを有りるガスタ
ーlごン■ンジンのためのロータ組☆体を提供J−るこ
と゛(ある1゜ 本ブl 11111cよれば、ディスクの周縁に形成さ
れlこ軸線り向溝内に配置されIこロータブレード1ま
、一体構造の1ラツ(〜〕A−ムと−1−0ノAイルと
ルートどを含んCいる。ディスクの周縁とブレーI:の
lラットノ4−ムとの間のルー1〜のネック部は、該ネ
ック部と一体に形成され側部1ツジを自する環状の軸線
り向に突出Jるレグメントを含んでおり、該Lグメント
は隣接するブレードの対応するt7グメントど当接して
静11構造体と共働して段間環状シールを郭定する複数
個のしグメントよりなる環状リンクを形成しており、各
プレート]よルートのネック部の両側より横方向に延在
し且ブレーI〜のlラツI・ノ4−ムと環状シールゼク
メン1〜どの間に(半径14向に延在する土アダムを含
んでおり、*Jlるル−トの1アダムはUいに実質的に
当接しCブレードのプラットフォームの下方に=6− (11−9段を横切〜)て空気が軸線方向に流れること
を111 +lりる環状シールをプレーI・のルー1〜
のネック部間番・二郭定しCいる。
LノlクムトL/レー1−のルートのネック部の両側及
びフレードのブラフ1〜ノ4−l\のト側に接着された
成型cs t+、 /:シリコンゴムを含んでおり、実
施例によ−)′cはl: ’、/ダムはブレードのル−
トのネック〜iどル−1〜の/クツ1〜ノA−ムと環状
シールt!グメン]・と一体に形成され口それらを相H
に接続りる帥いつ1ブを含んl゛おり、隣接する一Iレ
ートの1111目家は実質的に¥Lいに当接【ノている
ブレードのプフッ1〜フ4−ムの当接−1−ランと環状
シール1rクメントの当接fツジとの間の間隙をシール
1べくシリコンゴムの帥いス1〜リップが使用されるこ
とが好ましい。これらのストリップは8ブレードの一ノ
′ラッ1〜ノA−ムの下側面及び環状シール1!グメン
1〜に接着され、隣接づるブレードの/7ツ1−ノA−
ムの下側面及び環状シール[ブラットに重イタリ合一)
【いる。またこれらのス1〜リツ−/lよnい【こ当接
するJ:、−、tJダム間の間隙をも覆っている。
以トに添付の図を参照しつつ、本発明を実施例について
詳細に説明する。
本発明の一゛)の例示的実施例どして第1図に一小され
ている如きガスタービン1ンジンのT1ンゾレッ→J 
[1−夕組貞体につい(考える。第1図に於てはロータ
組立体は祠舅10にて全体的に示されている。まIこ第
1図に番ま刀スタービンコーンジンの静11構造体12
が図示されている。静止4M造体12は複数個のステー
タベーン14を含んでおり、各ステータベーンはその半
径す内外端部に於て]−ンシンケーシング16に同定さ
れており、イの内端部に於C環状支持リング18及びス
テータベーン14の内端部に設&フられIこ古状部22
を出通し゛(延在Jるピン20によりリング18に固定
され−(いる。
第1図及第2図に77!τ、自−9組11体1()はデ
ィスク24及び複数個のブレード2!″)を含んでいる
3、ディスク24は該ディスクの周縁の周りに周縁方向
にnいに隔置され軸線方向1こ延6−づ−る複数個のン
′すfM 2 (iを右し−Cいる。各ブレード2(5
1よルー1〜28と〕″ラットフt−1z 30ど−1
−11ノAイルJう2ど環状段間1アシールセグメン1
〜34とを含んCd;す、これらはりいに一体(こ形成
され(単一の部祠どし′C構成されている。第2図に巌
す自く示され【いる如(、各フレードのルーi−2。
は鳩の尾形のベース部36ど細長いネック部38とを含
んで゛いる。各ルー128のベース部36はJ″rrス
ク24縁に段けられたアリiM 26のそれぞれ内【こ
嵌入しくいる3、ネック部38はベース部36よりブフ
ッ1〜]A−ム30の下側40まぐ半1¥Zノ向9Ii
j ’\延14’ L、τおり1.l−流側端部50ど
下流側端部52と横方向に面した側面E54とを含んで
いる。、各側面54は第2図に於て仮想線に(小されで
いる如く隣接Jるフレード25のネックAll 3Bの
側面J、り隔置されでおり、これによりぞれらの間に間
隙が与えられている。各ブラット)4−ム30はT −
1,1ノ4.イル32の両側に軸線方向に延在りる■フ
ジ58を有しており、該J〕ツジは隣接づるフレードの
1ラットノ4−ム30の1−〇− ッジに実質的に当接している。■−−ロノAイルこう2
はlラットフオーム30 J:りガス流路の外〜1v6
0を郭定りる静止4t4iS!体12の間近ま(・半径
り内外りへ延イ1【)−(いる。ブラット)A−ム30
の半径方向外力へ面した表面62はガス流路の内壁を郭
定()Cいる、。
本発明のこの実施例にJ、れば、環状■アシールLグメ
ン1−34はベース部36どブフッI〜フA −ム33
0とのばば中間の半径り向位画に於−(ネック部38の
下流側端部52にり軸線方向外h(ト流111111j
而)l\延在しくいる。また−17シールLノメン]へ
34は該■−アシールしブラットの軸線り向に延在Jる
側縁64が実質的に隣接するル−1〜の]−アシールセ
グメン[・の側縁に当接して複数個のLグメン]・より
なる−っの完全な環状リングを郭定するよう、十分な距
離に亙り両方の側i’Mi 54より離れる横り向に、
即ち周縁7’Nへに延在【ノでいる3゜また各Lアシー
ルセグメント34Q)ド流側端部には半径方面外方l\
延イf−4るリップ68が設置Jられ(おり、該リップ
はディスク24内の他のプレー−1’0− ドのリッツ゛68ど杖働して環状のノ゛イノ]ニツジ6
〔j4!:郭定している9、ナイノ」=フジ69は責持
リング′18に(5)定された静1に環状att月72
の筒状面70 J、り半径り向に隔置されlこれ番こ近
接しCいる。。
かくして第一の環状段間シールが形成されている。
[1−夕絹〜″I体10の回転段と隣接J−る静1に段
どの間を経(流路より空気が漏洩Jること及びディスク
のネック部38の間を経て回転段を横切って空気が上流
側l\移動することを阻止すべく、各ブレード25には
−5−ン1ダム74が設+ljられτいる。
1−メダム74はネック部38の両側番こでブラフl〜
〕4−1い30の1・側面48より各1ツノシール亀ピ
クメンl−34の半径り内外方へ面し!ご表面76ま(
゛半径り面内IJ ’\延在している2、各−Lツノタ
ム74はネック部38の両側面よりブラッ]ヘフ4−ム
:′SOの1−ツジ68及Cf :lI ’、i’シー
ルゼグメン1〜の」ツシ64ま′C−横り向に延在して
おり、これにより1アダlz 74 >よll#接する
フレードの−Lアダムど実質的に当接しCいる。この実
施例に於Cは、■−アダム74はノ′フットノA−ム3
0と■アシール[グメン1〜34どの間の空間内に(成
型されたシリコンゴムであって、それが接触するブレー
ドの表1ik′lに対し成型ブD t?スス中接養しI
こシリコンゴムに−C形成され−Cいる。もし必要なら
ば、11いに隣接りるブラフ1〜〕A−ムのエツジ58
の間、Nいに隣接JるコニアシールLグメント34の間
、及び旬いに隣接ターる」−7ダム74の間の当接線の
全長にBり軸線方向に帥いシリコンゴムストリツ778
を重ねて配置することにより、隣接するプラットフォー
ムのUいに一当接りる−1−ツジ58の間及び隣接りる
」アシールLグメン1〜34の互いに当接りる1ツジ6
4の間を軒−(カス流路より空気が半径li向I\漏洩
づること及び隣接Jるブレードの互いに当接するエアダ
ム700問を経て空気が軸線方1へへfii!洩りるこ
とが低減されて良い。この実施例に)A−(は、」ツジ
58の間、−17シールセグメンI・34の間、■アダ
ハフ4の間の当接部は同一平面内にある。ス1〜リップ
78は一方のブレードにその長手方向に沿って接合され
ており、隣接するブレードの表面に重なり合っている4
、尚隣接Jるプレートの)゛ノットノA−ムの゛[フジ
間の直線状の1出隙をシールリベくシリコンゴムのスI
・リップを使用することは従来より知られている。
本je 11114iよれば、別々の部44をル−トデ
ィスク1.、:機械的に取f−口」る必要すなく段間]
−アシールが形成されることが理解されよう1.また1
アシール[グメン1−34の一つが破損した場合にも、
ディスクではなくプレートを交換または修mづれば′足
りる。何故ならば、ディスクは従来技術の構造の場合の
如くシールの一部を構成している訳−CはないからCあ
る。
本発明の他の一つの実施例が第3図に図示されている1
、この第3図に酸C1第一の実施例の部Iと同様の部材
にはダラシ“1付の同一の符号が付されている。この実
施例に於ては、ブレードのネック部の間に(空気が流路
より1流側へ軸線り向に流れることを阻1にする【−ア
タ′ムはル−トのネック部38′の両側に段【〕られI
こ麹いつ]−ブ100を含んぐいる。ウ−[ブ100は
ブレードと一体に形成され、ブラフ1−)A−ム30’
J、す1−ノIシー〜13− ルセグメント34′まで半径方向に延在しく Jjす、
:J: iこ各ネック部の側面54′より]−アシール
ビグメント34′の側縁6/4′よぐ横方向に延在して
いる。各つ1プ100は隣接するブレードのウーLブの
側縁に当接する側縁102を含ん”Cいる。シリコ1ン
ゴムストリツプ78′がプラッI〜フA−ム30′のF
側表面48′、ウェブ100の前方へ面しIC表向10
4、及び−L7シールセグメント34′の半径す面内方
へ面した表面106に接合されている。
以上に於Cは本発明を特定の実施例に゛)い゛C詳細に
説明したが4、本発明はこれらの実施例に限定されるも
のではなく、本発明の範囲内にrm々の実施例が用能で
あることは当業者にとって明らか(゛あろう。
【図面の簡単な説明】
第1図は本発明によるロータ組立体の−っの実施例をで
れに隣接する静止構造体と共に示J一部分−1肉図であ
る。 第2図は第゛1図に示された[1−タ組立体の一部14
− を小J前回的斜視図(・ある。 第3 @口よ本光明1.よる1−タ組立体の他の −)
の実施例を示ケ第2図と同様の前回的斜視図(゛ある9
゜ ′1(]・・・]L1−タIIx”1体、12・・・静
11#4迄体、14・・・スデータベーン、16・・・
]Lンジンケーシング。 18・・・★hリンク、20・・・ピン、22・・・−
;状811゜24・・・−Irスク、25・・・/レー
ド、26・・・Iり満。 28・・ルート、30・・・/ンットノA−ム、32・
・・I−t:rノ4イル、34・・・」ツノシールセグ
メント236・・・ベース部、38・・・ネック部、4
0・・・下側。 4 E3・・・ト側表面、?i0・・・」−流側端部、
52・・・下流側端部、t)4・・・側面、58・・・
1ツジ、60・・・外壁。 (32・表面、01・・・側部Iツジ、68・・・リッ
プ。 69・・)−イーノIツシ、70・・・筒状面、72−
・・静11−環状部月、74・・・1アダム、76・・
・表向、78・・・シリ=+ン1ムス1〜リップ、10
0・・・つI ’7’ 、  1 ’02・・側部Lツ
ジ、104.106・・・表面特許出願人  二lナイ
デツド・チクノロシーズ・二l−ボレ、イショ1ン

Claims (1)

  1. 【特許請求の範囲】 カスタービン−[ンジンの[1−夕組☆体にし“(、周
    縁に軸線方向に延在する複数個のブレード取合°満をイ
    1Jる〕ゞイスクど、 イれぞれブラツ]〜フオームと1−一目ノAイルとベー
    ス部及びネック部を右りるルートとを含む複数1161
    の〔−1−タブレードと、 をim L)、前記j:7ツ1〜フA−ム、前記」−フ
    Δイル、及び前記ルー1−は一体構造をなしており、各
    1−1−タ−ノル−ドの前記ベース部は前記ブレード収
    @溝のぞれぞれ内に配置されており、前記ネック部は前
    記l\−ス部より前記プラン1〜゛ノA−ムまC半径方
    向外方へ延(E シており上流側端部と下流測幅1部と
    隣接りる1し)−ドのルートのネック部の側面より隔1
    された横り向に面した側面とを有しており、611れz
    −■−1:]ノAイルは前記ブラットフオームより半径
    り内外PJ’\延在しており、各1ラツトフA−ム【よ
    前記丁−フAイルの両側に軸線り向に延自Jる」ツジを
    自しており、各−1−ツジは隣接りるブレードのプラツ
    トノA−ムの対応づるl−ツジに実質的に当接しCおり
    、各ノ゛レー1−は前81シネツク部の前記上流側端部
    及び下流側端部の少くとb−hと一体に形成され前記端
    部より離れるh向l\軸線方向に突出し前記プラッI〜
    フA−ムより半誉¥h向内りに隔置され前記ベース部よ
    り半径1ノ向外方にlll!置されたシールヒゲメンi
    ・を含/Vでおり、前記シールヒゲメン1〜はそれぞれ
    ^ら記ネック部の両側に隣接するシールセグメン1への
    対応する]−ツジと実質的に当接りる軸線方向に延在す
    る]−ツシをもしており、前記シールヒゲメンt−t、
    Lbいに共働して複数個の1!グメン]へよりなる環状
    リンクを郭定しており、前記リングは静止構造体ど共動
    して第一の環状シールを郭定しており、各/レートは前
    記ネック部の側面のそれぞれより前記シールセグメン:
    〜の前記1ツジ21.て゛横方向に延イ1【ノ目が1記
    ブラツ[−)A−ムより前記シールセグメントよで半径
    り白に延イtJるコノ′ダム装賄を含ん(″おり前記−
    lノ′タム装薗1.i隣接Jるブレードの1)ノダム公
    圓と実質的に当接しτ第一の環状シールを郭定しくいる
    ことを特徴どJ−る[1−タ組立体、。
JP58026136A 1982-02-18 1983-02-17 ガスタ−ビンエンジンのロ−タ組立体 Pending JPS58155205A (ja)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US06/349,747 US4422827A (en) 1982-02-18 1982-02-18 Blade root seal
US349747 1994-12-05

Publications (1)

Publication Number Publication Date
JPS58155205A true JPS58155205A (ja) 1983-09-14

Family

ID=23373784

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP58026136A Pending JPS58155205A (ja) 1982-02-18 1983-02-17 ガスタ−ビンエンジンのロ−タ組立体

Country Status (4)

Country Link
US (1) US4422827A (ja)
JP (1) JPS58155205A (ja)
DE (1) DE3303482A1 (ja)
IL (1) IL67806A (ja)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2001065499A (ja) * 1999-08-09 2001-03-16 United Technol Corp <Utc> 回転機械用のステータアセンブリ
JP2001207998A (ja) * 1999-12-07 2001-08-03 General Electric Co <Ge> ガスタービン又はジェットエンジンのステータ翼フレーム
JP2006342797A (ja) * 2005-06-07 2006-12-21 United Technol Corp <Utc> ガスタービンエンジンのシールアッセンブリ、ロータアッセンブリ、ロータアッセンブリ用ブレードおよび段間キャビティシール

Families Citing this family (47)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4505642A (en) * 1983-10-24 1985-03-19 United Technologies Corporation Rotor blade interplatform seal
US4580946A (en) * 1984-11-26 1986-04-08 General Electric Company Fan blade platform seal
US4743166A (en) * 1984-12-20 1988-05-10 General Electric Company Blade root seal
US4655682A (en) * 1985-09-30 1987-04-07 United Technologies Corporation Compressor stator assembly having a composite inner diameter shroud
US4743164A (en) * 1986-12-29 1988-05-10 United Technologies Corporation Interblade seal for turbomachine rotor
US4872810A (en) * 1988-12-14 1989-10-10 United Technologies Corporation Turbine rotor retention system
EP0437977A1 (en) * 1990-01-18 1991-07-24 United Technologies Corporation Turbine rim configuration
US5135354A (en) * 1990-09-14 1992-08-04 United Technologies Corporation Gas turbine blade and disk
US5201849A (en) * 1990-12-10 1993-04-13 General Electric Company Turbine rotor seal body
US5513955A (en) * 1994-12-14 1996-05-07 United Technologies Corporation Turbine engine rotor blade platform seal
US5573375A (en) * 1994-12-14 1996-11-12 United Technologies Corporation Turbine engine rotor blade platform sealing and vibration damping device
US5738490A (en) * 1996-05-20 1998-04-14 Pratt & Whitney Canada, Inc. Gas turbine engine shroud seals
US5803710A (en) * 1996-12-24 1998-09-08 United Technologies Corporation Turbine engine rotor blade platform sealing and vibration damping device
US5820338A (en) * 1997-04-24 1998-10-13 United Technologies Corporation Fan blade interplatform seal
US6077035A (en) * 1998-03-27 2000-06-20 Pratt & Whitney Canada Corp. Deflector for controlling entry of cooling air leakage into the gaspath of a gas turbine engine
DE19848103A1 (de) * 1998-10-19 2000-04-20 Asea Brown Boveri Dichtungsanordnung
US6273683B1 (en) 1999-02-05 2001-08-14 Siemens Westinghouse Power Corporation Turbine blade platform seal
US6431835B1 (en) 2000-10-17 2002-08-13 Honeywell International, Inc. Fan blade compliant shim
DE50211431D1 (de) * 2001-09-25 2008-02-07 Alstom Technology Ltd Dichtungsanordnung zur dichtspaltreduzierung innerhalb einer strömungsrotationsmaschine
US6910854B2 (en) 2002-10-08 2005-06-28 United Technologies Corporation Leak resistant vane cluster
DE10346384A1 (de) * 2003-09-29 2005-04-28 Rolls Royce Deutschland Turbinenschaufelkranz
DE102005030426A1 (de) * 2005-06-30 2007-01-04 Mtu Aero Engines Gmbh Rotorspalt Steuervorrichtung für einen Verdichter
US7500824B2 (en) * 2006-08-22 2009-03-10 General Electric Company Angel wing abradable seal and sealing method
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
US7798769B2 (en) * 2007-02-15 2010-09-21 Siemens Energy, Inc. Flexible, high-temperature ceramic seal element
US8469656B1 (en) 2008-01-15 2013-06-25 Siemens Energy, Inc. Airfoil seal system for gas turbine engine
US8038405B2 (en) * 2008-07-08 2011-10-18 General Electric Company Spring seal for turbine dovetail
US8210820B2 (en) * 2008-07-08 2012-07-03 General Electric Company Gas assisted turbine seal
US8215914B2 (en) * 2008-07-08 2012-07-10 General Electric Company Compliant seal for rotor slot
US8210823B2 (en) * 2008-07-08 2012-07-03 General Electric Company Method and apparatus for creating seal slots for turbine components
US8210821B2 (en) * 2008-07-08 2012-07-03 General Electric Company Labyrinth seal for turbine dovetail
US8011894B2 (en) * 2008-07-08 2011-09-06 General Electric Company Sealing mechanism with pivot plate and rope seal
DE102009011964A1 (de) * 2009-03-05 2010-09-09 Mtu Aero Engines Gmbh Rotor für eine Strömungsmaschine
US20120045337A1 (en) * 2010-08-20 2012-02-23 Michael James Fedor Turbine bucket assembly and methods for assembling same
US20120244002A1 (en) * 2011-03-25 2012-09-27 Hari Krishna Meka Turbine bucket assembly and methods for assembling same
US8888459B2 (en) * 2011-08-23 2014-11-18 General Electric Company Coupled blade platforms and methods of sealing
US20130142640A1 (en) * 2011-12-02 2013-06-06 David P. Houston Alternate shroud width to provide mistuning on compressor stator clusters
US8905716B2 (en) 2012-05-31 2014-12-09 United Technologies Corporation Ladder seal system for gas turbine engines
DE102013219024A1 (de) * 2013-09-23 2015-04-09 MTU Aero Engines AG Bauteilsystem einer Turbomaschine
WO2015130381A2 (en) * 2013-12-20 2015-09-03 United Technologies Corporation A gas turbine engine integrally bladed rotor with asymmetrical trench fillets
US10036263B2 (en) * 2014-10-22 2018-07-31 United Technologies Corporation Stator assembly with pad interface for a gas turbine engine
US9988920B2 (en) * 2015-04-08 2018-06-05 United Technologies Corporation Fan blade platform seal with leading edge winglet
EP3438410B1 (en) 2017-08-01 2021-09-29 General Electric Company Sealing system for a rotary machine
US10934874B2 (en) * 2019-02-06 2021-03-02 Pratt & Whitney Canada Corp. Assembly of blade and seal for blade pocket
FR3100836B1 (fr) * 2019-09-12 2021-09-24 Safran Aircraft Engines Aubes mobiles pour turbine
US11268393B2 (en) * 2019-11-20 2022-03-08 Raytheon Technologies Corporation Vane retention feature
US20240271537A1 (en) * 2023-02-14 2024-08-15 Raytheon Technologies Corporation Machinable coating for damping

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS453761Y1 (ja) * 1963-01-11 1970-02-21
JPS534113A (en) * 1976-06-29 1978-01-14 United Technologies Corp Sealing equipment
JPS54124106A (en) * 1978-03-02 1979-09-26 Bbc Brown Boveri & Cie Turbine vane
JPS5783608A (en) * 1980-11-14 1982-05-25 Mitsui Eng & Shipbuild Co Ltd Structure of moving vane of gas turbine

Family Cites Families (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
NL295165A (ja) * 1962-07-11
GB1268911A (en) * 1969-09-26 1972-03-29 Rolls Royce Improvements in or relating to blades
US3628885A (en) * 1969-10-01 1971-12-21 Gen Electric Fluid-cooled airfoil
US3810711A (en) * 1972-09-22 1974-05-14 Gen Motors Corp Cooled turbine blade and its manufacture
US3853425A (en) * 1973-09-07 1974-12-10 Westinghouse Electric Corp Turbine rotor blade cooling and sealing system
US4218189A (en) * 1977-08-09 1980-08-19 Rolls-Royce Limited Sealing means for bladed rotor for a gas turbine engine
US4180373A (en) * 1977-12-28 1979-12-25 United Technologies Corporation Turbine blade
US4464096A (en) * 1979-11-01 1984-08-07 United Technologies Corporation Self-actuating rotor seal

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS453761Y1 (ja) * 1963-01-11 1970-02-21
JPS534113A (en) * 1976-06-29 1978-01-14 United Technologies Corp Sealing equipment
JPS54124106A (en) * 1978-03-02 1979-09-26 Bbc Brown Boveri & Cie Turbine vane
JPS5783608A (en) * 1980-11-14 1982-05-25 Mitsui Eng & Shipbuild Co Ltd Structure of moving vane of gas turbine

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2001065499A (ja) * 1999-08-09 2001-03-16 United Technol Corp <Utc> 回転機械用のステータアセンブリ
JP2001207998A (ja) * 1999-12-07 2001-08-03 General Electric Co <Ge> ガスタービン又はジェットエンジンのステータ翼フレーム
JP2006342797A (ja) * 2005-06-07 2006-12-21 United Technol Corp <Utc> ガスタービンエンジンのシールアッセンブリ、ロータアッセンブリ、ロータアッセンブリ用ブレードおよび段間キャビティシール

Also Published As

Publication number Publication date
US4422827A (en) 1983-12-27
DE3303482A1 (de) 1983-08-25
IL67806A (en) 1986-10-31

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JPS58155205A (ja) ガスタ−ビンエンジンのロ−タ組立体
US5890874A (en) Rotors for gas turbine engines
US5868398A (en) Gas turbine stator vane seal
US5839878A (en) Gas turbine stator vane
RU2313671C2 (ru) Средство контроля зоны утечки под платформой лопатки
CA2231753C (en) Seal plate for a gas turbine moving blade
US3801220A (en) Sealing element for a turbo-machine
US4019833A (en) Means for retaining blades to a disc or like structure
US5114159A (en) Brush seal and damper
US8888459B2 (en) Coupled blade platforms and methods of sealing
US3519366A (en) Turbine diaphragm seal structure
JPS6045705A (ja) タ−ビンのステ−タ構造
US4046388A (en) Seal arrangement utilizing deflector seals of reduced radial dimension
US3938906A (en) Slidable stator seal
US20090324394A1 (en) Sealing arrangement in a gas turbine engine
US20200011194A1 (en) Aircraft turbine engine sealing module
EP1229213B1 (en) Stationary blade structure of a gas turbine
JPH04252824A (ja) 分割形タービンエンジン構造体用のシール組立体
US3841792A (en) Turbomachine blade lock and seal device
US4863341A (en) Turbine having semi-isolated inlet
US20110318187A1 (en) Sealing device
US6951339B2 (en) Brush seal for static turbine components
US11078918B2 (en) Inter-blade platform seal
CN106062314A (zh) 用于燃气涡轮转子的隔热屏
US6572331B1 (en) Supplemental seal for the chordal hinge seals in a gas turbine