JP5297228B2 - Turbine blade and gas turbine - Google Patents
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Description
本発明は、タービン翼及びこれを備えたガスタービンに関する。 The present invention relates to a turbine blade and a gas turbine including the turbine blade.
ガスタービンは、圧縮機において加圧された空気が燃焼器において燃料と混合されて発生した高温燃焼ガスを、静翼及び動翼が交互に配設されたタービン流路内に噴射させて、動翼及びロータを回転させることにより、高温燃焼ガスのエネルギーを回転エネルギーとして出力するとともに、圧縮機に動力を与えている。 In a gas turbine, high-temperature combustion gas generated by mixing air pressurized in a compressor with fuel in a combustor is injected into a turbine flow path in which stationary blades and moving blades are alternately arranged to move the gas turbine. By rotating the blades and the rotor, the energy of the high-temperature combustion gas is output as rotational energy, and the compressor is powered.
ここで、上記静翼や動翼を構成するタービン翼は、翼形状を有する翼本体と、翼本体端部に設けられた翼端壁とを備えている。そして、翼端壁近傍では、図8(a)に示すように、一のタービン翼100の腹面部101側から隣接するタービン翼102の背面部103側に向かう、いわゆるクロスフローCFが発生する。このクロスフローCFが背面部103に衝突することによって、図8(b)に示すように、背面部103においていわゆる巻き上がりVも発生する。これらは損失となってタービン性能を低下させるため、これらを低減させるとともに、クロスフローや巻き上がりに伴って発生する二次流れ損失を低減させる必要がある。
Here, the turbine blade constituting the stationary blade or the moving blade includes a blade body having a blade shape and a blade end wall provided at the blade body end. In the vicinity of the blade end wall, as shown in FIG. 8A, so-called crossflow CF is generated from the side of the
このような二次流れ損失を低減させて、タービン性能の向上を図るものとして、翼本体と翼端壁との接続部を覆うフィレットの前縁側を拡大させたもの(例えば、特許文献1参照。)や、後縁側の翼端壁の形状を変形させたもの(例えば、特許文献2参照。)が提案されている。
In order to improve the turbine performance by reducing such secondary flow loss, the front edge side of the fillet covering the connecting portion between the blade body and the blade end wall is enlarged (see, for example,
しかしながら、上記従来の技術であっても、クロスフローや巻き上がりを無くすことはできず、圧力損失の発生は依然存在する。本発明は上記事情に鑑みて成されたものであり、圧力損失を好適に抑えてタービン性能を向上することができるタービン翼及びガスタービンを提供することを目的とする。 However, even with the above-described conventional technology, it is not possible to eliminate the cross flow and the roll-up, and the occurrence of pressure loss still exists. The present invention has been made in view of the above circumstances, and an object of the present invention is to provide a turbine blade and a gas turbine capable of appropriately suppressing a pressure loss and improving turbine performance.
本発明は、上記課題を解決するため、以下の手段を採用する。
本発明は、前縁と後縁との間に凸面状の背面部と凹面状の腹面部とが配された翼本体と、該翼本体の端部が接続された翼端壁と、該翼端壁と前記翼本体との接続部の周囲を覆うフィレットと、を備えるタービン翼であって、前記前縁における前記フィレットの高さ及び幅の2倍以上に高さ方向及び幅方向に各々突出した頂部が、前記腹面部側の前記フィレットに配され、前記頂部の中心が、前記前縁を基準として該前縁から前記後縁までの軸方向コード長の20%から80%の範囲内に配されており、前記前縁側及び前記後縁側から前記頂部に向かって高さ方向及び幅方向に漸次広がる拡大部が、前記腹面部側の前記フィレットに配されており、該拡大部が前記後縁まで至っておらず、前記前縁における前記フィレットの高さ及び幅の50%以下に高さ方向及び幅方向に各々減少した縮小部が、前記背面部側の前記フィレットに配され、前記縮小部の中心が、前記前縁を基準として該前縁から隣接する他の翼本体との間のスロート位置までの軸方向コード長の20%から80%の範囲内に配されていることを特徴とする。
The present invention employs the following means in order to solve the above problems.
The present invention provides a wing body in which a convex back surface portion and a concave abdominal surface portion are disposed between a leading edge and a trailing edge, a wing end wall to which an end portion of the wing body is connected, and the wing A turbine blade including a fillet that covers a periphery of a connection portion between the end wall and the blade body, and protrudes in the height direction and the width direction more than twice the height and width of the fillet at the leading edge. And the center of the apex is within the range of 20% to 80% of the axial cord length from the leading edge to the trailing edge with respect to the leading edge. provided that is, the front edge and the rear edge side gradually spreads enlarged portion in the height direction and the width direction toward the top from the said are disposed in the fillet of the ventral surface side, after the enlarged portion is the not reached to the edge, 50% of the height and width of the fillet in the leading edge Another reduced wing body is provided with a reduced portion that is reduced in the height direction and the width direction below, on the back side of the fillet, and the center of the reduced portion is adjacent to the front edge with respect to the front edge. It is characterized by being arranged in the range of 20% to 80% of the axial code length to the throat position between
この発明は、フィレットに配された頂部によって、翼端壁近傍における腹面部側の圧力を低減して、背面部側との圧力差を小さくすることができる。そのため、クロスフローを抑えて背面部とクロスフローとの衝突による背面部翼端壁近傍の巻き上がりを抑えることができ、これにより二次流れによる損失を抑えることができる。
また、フィレットに配された縮小部によって、翼端壁近傍における背面部側の圧力を増大して、背面部側との圧力差を小さくすることができる。そのため、クロスフローを抑えて背面部とクロスフローとの衝突による背面部翼端壁近傍の巻き上がりを抑えることができ、これにより二次流れによる損失をさらに抑えることができる。
In the present invention, the pressure on the abdominal surface side in the vicinity of the blade tip wall can be reduced by the top portion arranged on the fillet, and the pressure difference with the back surface side can be reduced. Therefore, it is possible to suppress the cross flow and suppress the roll-up in the vicinity of the rear portion blade end wall due to the collision between the rear portion and the cross flow, thereby suppressing the loss due to the secondary flow.
Further, the pressure on the back surface side in the vicinity of the blade tip wall can be increased and the pressure difference with the back surface side can be reduced by the reduced portion disposed on the fillet. Therefore, it is possible to suppress the cross flow and suppress the roll-up in the vicinity of the rear portion blade end wall due to the collision between the rear portion and the cross flow, thereby further suppressing the loss due to the secondary flow.
一方、本発明は、前縁と後縁との間に凸面状の背面部と凹面状の腹面部とが配された翼本体と、該翼本体の端部が接続された翼端壁と、該翼端壁と前記翼本体との接続部の周囲を覆うフィレットと、を備えるタービン翼であって、前記前縁における前記フィレットの高さ及び幅の2倍以上に高さ方向及び幅方向に各々突出した頂部が、前記腹面部側の前記フィレットに配され、前記頂部の中心が、前記前縁を基準として該前縁から前記後縁までの軸方向コード長の20%から80%の範囲内に配されており、前記前縁における前記フィレットの高さ及び幅の50%以下に高さ方向及び幅方向に各々減少した縮小部が、前記背面部側の前記フィレットに配され、前記縮小部の中心が、前記前縁を基準として該前縁から隣接する他の翼本体との間のスロート位置までの軸方向コード長の20%から80%の範囲内に配されていることを特徴とする。 On the other hand, the present invention is a wing body in which a convex back surface portion and a concave abdominal surface portion are arranged between a leading edge and a trailing edge, and a wing tip wall to which an end portion of the wing body is connected, A turbine blade comprising a fillet covering the periphery of a connection portion between the blade end wall and the blade body, the height and width of the front blade being more than twice the height and width of the fillet Each protruding top portion is arranged in the fillet on the abdominal surface side, and the center of the top portion is in the range of 20% to 80% of the axial cord length from the front edge to the rear edge with respect to the front edge. and provided that in the inner, reduced portion which respectively reduced in the height direction and the width direction in 50% of the height and width of the fillet in the leading edge, disposed in the fillet of the rear portion side, the reduced The center of the part is between the front edge and another wing body adjacent to the front edge. Characterized in that it is arranged within the range of 20% of the axial chord length to the throat position of 80%.
この発明は、フィレットに配された縮小部によって、翼端壁近傍における背面部側の圧力を増大して、背面部側との圧力差を小さくすることができる。そのため、クロスフローを抑えて背面部とクロスフローとの衝突による背面部翼端壁近傍の巻き上がりを抑えることができ、これにより二次流れによる損失をさらに抑えることができる。 According to the present invention, the pressure on the back surface side in the vicinity of the blade tip wall can be increased by the reduced portion disposed on the fillet, and the pressure difference with the back surface side can be reduced. Therefore, it is possible to suppress the cross flow and suppress the roll-up in the vicinity of the rear portion blade end wall due to the collision between the rear portion and the cross flow, thereby further suppressing the loss due to the secondary flow.
また、上記のタービン翼において、前記縮小部は、前記前縁側及び前記スロート位置側から高さ方向及び幅方向に漸次縮まるように、前記背面部側の前記フィレットに配されていることが好ましい。 In the turbine blade described above, it is preferable that the contraction portion is disposed on the fillet on the back surface portion side so as to gradually contract in the height direction and the width direction from the front edge side and the throat position side.
この発明は、腹面部側と背面部側との圧力差をより小さくさせることができ、クロスフローをより好適に抑えることができる。 According to the present invention, the pressure difference between the abdominal surface portion side and the back surface portion side can be further reduced, and the crossflow can be more suitably suppressed.
また、上記のタービン翼において、前記後縁に配された前記フィレットに、前記後縁における翼厚の2倍以上の長さで前記後縁から後方に延びる延部が配されていることが好ましい。 In the turbine blade described above, it is preferable that the fillet disposed on the trailing edge is provided with an extension extending rearward from the trailing edge with a length that is twice or more the blade thickness on the trailing edge. .
この発明は、フィレットに配された延部に沿って流れる流体を後縁後方で整流化することができ、腹面部側及び背面部側からの流れが後縁後方で衝突して圧力の増大することによる後縁後方における翼端壁近傍の巻き上がりを抑えることができ、これにより二次流れによる損失をさらに抑えることができる。 According to the present invention, the fluid flowing along the extending portion arranged in the fillet can be rectified behind the trailing edge, and the flow from the abdominal surface side and the back surface side collides behind the trailing edge to increase the pressure. As a result, the roll-up in the vicinity of the blade tip wall behind the trailing edge can be suppressed, and the loss due to the secondary flow can be further suppressed.
また、本発明のガスタービンは、上記のタービン翼を備えることを特徴とする。 Moreover, the gas turbine of this invention is equipped with said turbine blade, It is characterized by the above-mentioned.
この発明は、上記のタービン翼によって二次流れ損失を抑えることで性能の向上を図ることができる。 The present invention can improve performance by suppressing the secondary flow loss by the turbine blade.
本発明のタービン翼によれば、翼端壁近傍での圧力損失を好適に抑えてタービン性能を向上することができる。
また、本発明のガスタービンによれば、上記タービン翼により性能の向上を図ることができる。
According to the turbine blade of the present invention, it is possible to suitably suppress the pressure loss in the vicinity of the blade end wall and improve the turbine performance.
Further, according to the gas turbine of the present invention, the performance can be improved by the turbine blade.
本発明に係る一実施形態について、図1から図5を参照して説明する。
図1に示すように、本実施形態に係るタービン静翼(タービン翼)1及びタービン動翼(タービン翼)2は、軸線O方向に沿ってタービン3内に交互に多段に配されている。タービン3は、圧縮空気を生成する圧縮機5と、圧縮機5から供給される圧縮空気に燃料を供給して燃焼ガスを生成する燃焼器6とともに、ガスタービン7内に配されている。
An embodiment according to the present invention will be described with reference to FIGS. 1 to 5.
As shown in FIG. 1, turbine stationary blades (turbine blades) 1 and turbine blades (turbine blades) 2 according to the present embodiment are alternately arranged in multiple stages in a turbine 3 along the direction of the axis O. The turbine 3 is disposed in a gas turbine 7 together with a
ここで、本発明に係る構成、及び作用・効果は、タービン静翼1又はタービン動翼2で同様である。そこで、以降、本実施形態について、図2に示すようにタービン静翼1について説明し、タービン動翼2についての説明は省略する。
Here, the configuration and operation / effect according to the present invention are the same as those of the turbine
タービン静翼1は、図2及び図3に示すように、前縁8及び後縁10を結ぶ翼弦Cに対して凸面状の背面部11と凹面状の腹面部12とが配された翼本体13と、翼本体13の端部が接続された翼端壁15と、翼端壁15と翼本体13との接続部COの周囲を覆うフィレット16と、を備えている。
As shown in FIGS. 2 and 3, the turbine
翼本体13は、軸線Oを中心軸とする翼端壁15の周方向に所定の間隔で離間して、かつ、隣接する翼本体13の背面部11側と腹面部12側とが対向するようにして複数配されている。そして、隣接する翼本体13間を主流が通過するようになっている。背面部11及び腹面部12は、所定の形状に成形されている。
The
ここで、翼高さ方向を高さ方向H、翼幅方向を幅方向Wとしたとき、図4に示すように、腹面部12側に配されたフィレット16には、前縁8におけるフィレット16の高さ及び幅の2倍以上に高さ方向H及び幅方向Wに接続部COに対して各々突出した頂部17が配されている。
Here, when the blade height direction is the height direction H and the blade width direction is the width direction W, as shown in FIG. 4, the
この頂部17の中心は、前縁8の位置を基準として、前縁8から後縁10までの軸方向コード長Lの20%(図中L1線で示す。)から80%(図中L2線で示す。)の範囲内に配されている。頂部17と前縁8及び後縁10のフィレット16とをつなぐように、前縁8側及び後縁10側から頂部17に向かって高さ方向H及び幅方向Wに漸次広がる拡大部18が、フィレット16に配されている。
The center of the
また、翼本体13の後縁10に配されたフィレット16には、後縁10の翼厚の2倍以上、好ましくは2倍以上の長さで後縁10からさらに後方に延びる延部20が配されている。
In addition, the
さらに、図5に示すように、背面部11側のフィレット16には、前縁8におけるフィレット16の高さ及び幅の50%以下に高さ方向H及び幅方向Wに各々減少した縮小部21が配されている。縮小部21の中心は、前縁8の位置を基準として、前縁8から隣接する他の翼本体13との間のスロート位置Sまでの軸方向コード長L’の20%(図中L3線で示す。)から80%(図中L4線で示す。)の範囲内に配されている。
Further, as shown in FIG. 5, the
縮小部21は、前縁8及びスロート位置Sのフィレット16とつなぐように、前縁8側及びスロート位置S側から高さ方向H及び幅方向Wに漸次縮まるようにして、フィレット16に配されている。
The
このタービン静翼1によれば、フィレット16に配された拡大部18及び頂部17に沿って、翼端壁15近傍における流体の流れを変化させることができ、翼端壁15近傍における腹面部12側の圧力を低減して、背面部13側との圧力差を滑らかに小さくすることができる。そのため、クロスフローを好適に抑えることができ、背面部13とクロスフローとの衝突による背面部13の翼端壁15近傍の巻き上がりを抑えることができる。したがって、タービン静翼1を通過する流体の損失を好適に低減することができる。
According to the
また、フィレット16に配された延部20に沿って流体が後縁10から後方に流れることによって、後縁10後方での流れを整流化させることができる。これにより、腹面部12側及び背面部11側からの流れが後縁10の後方で衝突して圧力が増大するのを好適に抑え、これにより後縁10後方で翼端壁15からの巻き上がりを防止して、流体の損失をさらに低減することができる。
Further, the fluid flows rearward from the trailing
さらに、フィレット16に配された縮小部21によって、翼端壁15近傍における背面部11側の圧力を増大して、腹面部12側との圧力差を滑らかに小さくすることができる。そのため、クロスフローを好適に抑えることができ、背面部13とクロスフローとの衝突による背面部13の翼端壁15近傍の巻き上がりをさらに抑えることができる。
Further, the
なお、本発明の技術範囲は上記実施の形態に限定されるものではなく、本発明の趣旨を逸脱しない範囲において種々の変更を加えることが可能である。
例えば、頂部17又は縮小部21のそれぞれの高さ及び幅の各寸法は、互いに同一であっても異なっていても構わない。また、上述したように、タービン静翼1だけでなくタービン動翼2であってもよい。
The technical scope of the present invention is not limited to the above embodiment, and various modifications can be made without departing from the spirit of the present invention.
For example, the respective height and width dimensions of the
頂部17及び拡大部18のみがフィレット16に配された場合にて、翼端壁15における静圧分布を解析した。頂部17の位置は、50%とした。また、頂部17の高さ及び幅は、フィレット16の高さ及び幅のそれぞれ2倍とした。結果を等圧分布線にて図6に示す。なお、等圧分布線は、実線、点線、1点鎖線、実線、点線・・・・の順に高い圧力を示している。図6(a)に示すように、頂部17及び拡大部18が配されていない比較例に対して、図6(b)に示すように、本実施例では、頂部17及び拡大部18近傍における等圧分布線の向きが異なっている。すなわち、腹面部12における翼端壁15近傍の圧力が低下し、これによってより腹面部12及び背面部11に沿った圧力分布を示すこととなり、腹面部12側から、隣接するタービン翼の背面部11に向かって流れるクロスフローの駆動力が低下して弱まっていることがわかった。
When only the
また、図6の解析結果と対応してタービン翼の翼端壁からの翼高さ方向の任意の位置における周方向の損失の平均値を解析した。図7に結果を示す。比較例に対して翼端壁15近傍の損失が低下していることで、翼高さ方向全体でも損失が低下していることがわかった。
Moreover, the average value of the loss in the circumferential direction at an arbitrary position in the blade height direction from the blade end wall of the turbine blade was analyzed in correspondence with the analysis result of FIG. The results are shown in FIG. It has been found that the loss in the vicinity of the
1 タービン静翼(タービン翼)
2 タービン動翼(タービン翼)
7 ガスタービン
8 前縁
10 後縁
11 背面部
12 腹面部
13 翼本体
15 翼端壁
16 フィレット
17 頂部
18 拡大部
20 延部
21 縮小部
CO 接続部
L,L’ 軸方向コード長
S スロート位置
1 Turbine vane (turbine blade)
2 Turbine blade (turbine blade)
7
Claims (5)
前記前縁における前記フィレットの高さ及び幅の2倍以上に高さ方向及び幅方向に各々突出した頂部が、前記腹面部側の前記フィレットに配され、
前記頂部の中心が、前記前縁を基準として該前縁から前記後縁までの軸方向コード長の20%から80%の範囲内に配されており、
前記前縁側及び前記後縁側から前記頂部に向かって高さ方向及び幅方向に漸次広がる拡大部が、前記腹面部側の前記フィレットに配されており、
該拡大部が前記後縁まで至っておらず、
前記前縁における前記フィレットの高さ及び幅の50%以下に高さ方向及び幅方向に各々減少した縮小部が、前記背面部側の前記フィレットに配され、
前記縮小部の中心が、前記前縁を基準として該前縁から隣接する他の翼本体との間のスロート位置までの軸方向コード長の20%から80%の範囲内に配されていることを特徴とするタービン翼。 A wing body in which a convex back surface portion and a concave abdominal surface portion are disposed between a front edge and a rear edge, a wing end wall to which an end of the wing body is connected, the wing end wall, A fillet covering the periphery of the connection with the blade body, and a turbine blade comprising:
A top portion protruding in the height direction and the width direction more than twice the height and width of the fillet at the front edge is disposed on the fillet on the abdominal surface side,
The center of the top is disposed within a range of 20% to 80% of the axial cord length from the leading edge to the trailing edge with respect to the leading edge ;
An enlarged portion that gradually spreads in the height direction and the width direction from the front edge side and the rear edge side toward the top portion is disposed on the fillet on the abdominal surface portion side,
The enlarged portion does not reach the trailing edge,
Reduced portions respectively reduced in the height direction and the width direction to 50% or less of the height and width of the fillet at the front edge are arranged in the fillet on the back side,
The center of the reduced portion is disposed within the range of 20% to 80% of the axial cord length from the leading edge to the throat position between the adjacent wing body with respect to the leading edge. Turbine blade characterized by.
前記前縁における前記フィレットの高さ及び幅の2倍以上に高さ方向及び幅方向に各々突出した頂部が、前記腹面部側の前記フィレットに配され、A top portion protruding in the height direction and the width direction more than twice the height and width of the fillet at the front edge is disposed on the fillet on the abdominal surface side,
前記頂部の中心が、前記前縁を基準として該前縁から前記後縁までの軸方向コード長の20%から80%の範囲内に配されており、The center of the top is disposed within a range of 20% to 80% of the axial cord length from the leading edge to the trailing edge with respect to the leading edge;
前記前縁における前記フィレットの高さ及び幅の50%以下に高さ方向及び幅方向に各々減少した縮小部が、前記背面部側の前記フィレットに配され、Reduced portions respectively reduced in the height direction and the width direction to 50% or less of the height and width of the fillet at the front edge are arranged in the fillet on the back side,
前記縮小部の中心が、前記前縁を基準として該前縁から隣接する他の翼本体との間のスロート位置までの軸方向コード長の20%から80%の範囲内に配されていることを特徴とするタービン翼。 The center of the reduced portion is disposed within the range of 20% to 80% of the axial cord length from the leading edge to the throat position between the adjacent wing body with respect to the leading edge. Turbine blade characterized by.
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Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2015081601A (en) * | 2013-10-23 | 2015-04-27 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | Gas turbine nozzle trailing edge fillet |
WO2023194676A1 (en) * | 2022-04-07 | 2023-10-12 | Safran | Improved blade for an aircraft turbomachine |
Families Citing this family (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US8992179B2 (en) * | 2011-10-28 | 2015-03-31 | General Electric Company | Turbine of a turbomachine |
US8807930B2 (en) * | 2011-11-01 | 2014-08-19 | United Technologies Corporation | Non axis-symmetric stator vane endwall contour |
JP5916826B2 (en) * | 2014-09-24 | 2016-05-11 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | Rotating machine blade and gas turbine |
WO2018147162A1 (en) * | 2017-02-07 | 2018-08-16 | 株式会社Ihi | Blade of axial flow machine |
US10704392B2 (en) * | 2018-03-23 | 2020-07-07 | General Electric Company | Tip shroud fillets for turbine rotor blades |
JP7406920B2 (en) * | 2019-03-20 | 2023-12-28 | 三菱重工業株式会社 | Turbine blades and gas turbines |
JP6776465B1 (en) * | 2020-01-27 | 2020-10-28 | 三菱パワー株式会社 | Turbine blade |
Family Cites Families (9)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPH0544691A (en) * | 1991-08-07 | 1993-02-23 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | Axial flow turbomachinery blade |
JPH10103002A (en) * | 1996-09-30 | 1998-04-21 | Toshiba Corp | Blade for axial flow fluid machine |
JP3316418B2 (en) * | 1997-06-12 | 2002-08-19 | 三菱重工業株式会社 | Gas turbine cooling blade |
US6524070B1 (en) * | 2000-08-21 | 2003-02-25 | General Electric Company | Method and apparatus for reducing rotor assembly circumferential rim stress |
JP2004137958A (en) * | 2002-10-17 | 2004-05-13 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | Gas turbine rotor blade |
US6969232B2 (en) * | 2002-10-23 | 2005-11-29 | United Technologies Corporation | Flow directing device |
US7134842B2 (en) * | 2004-12-24 | 2006-11-14 | General Electric Company | Scalloped surface turbine stage |
US7220100B2 (en) * | 2005-04-14 | 2007-05-22 | General Electric Company | Crescentic ramp turbine stage |
JP4616781B2 (en) * | 2006-03-16 | 2011-01-19 | 三菱重工業株式会社 | Turbine cascade endwall |
-
2009
- 2009-02-26 JP JP2009043879A patent/JP5297228B2/en active Active
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2015081601A (en) * | 2013-10-23 | 2015-04-27 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | Gas turbine nozzle trailing edge fillet |
CN104564168A (en) * | 2013-10-23 | 2015-04-29 | 通用电气公司 | Gas turbine nozzle trailing edge fillet |
US10352180B2 (en) | 2013-10-23 | 2019-07-16 | General Electric Company | Gas turbine nozzle trailing edge fillet |
WO2023194676A1 (en) * | 2022-04-07 | 2023-10-12 | Safran | Improved blade for an aircraft turbomachine |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
JP2010196625A (en) | 2010-09-09 |
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