CN100572757C - 燃气轮机的叶片及其制造方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种制造燃气轮机叶片(42)的方法，该叶片具有一翼面(50)、一平台(52)、一柄部(54)和一榫头(56)。平台在翼面和柄部之间延伸，柄部在榫头和平台之间延伸，榫头包括至少一个用于将叶片固定在发动机内的柄脚(80)，该方法包括在叶片内限定一个冷却空腔(102)，它延伸通过翼面、平台、柄部和榫头，以使限定在榫头内的空腔部分具有一具有第一宽度(DR)的根通道部分(124)，和一在根通道和限定在柄部内的空腔部分(114)之间延伸的过渡部分(122)，其中限定在柄部内的空腔部分所具有的第二宽度(DS)大于根通道的第一宽度。

Description

燃气轮机的叶片及其制造方法
技术领域
本发明总的来讲涉及燃气轮机，更具体地，涉及在燃气轮机中使用的涡轮叶片。
背景技术
至少一些已知的燃气轮机具有一核心发动机，该发动机按流体的流动依次布置有用于压缩进入发动机的气流的高压压气机、用于燃烧燃料和空气的混合物的燃烧室和涡轮，该涡轮具有多个转子叶片，它们从由燃烧室排出的燃烧混合物气流中吸取转动能量。由于涡轮要承受从燃烧室排出的高温气流，所以涡轮的部件要进行冷却以降低会由高温气流产生的热应力。
旋转叶片具有中空的翼面，它用于通过冷却回路提供冷却空气。翼面包括由侧壁界定的冷却空腔，而侧壁限定了该冷却空腔。发动机部件的冷却比如高压涡轮的部件的冷却是必需的，因为在这样的部件的结构中所使用的材料有热应力限制。一般，从压气机的出口吸取冷却空气，而将冷却空气用于冷却例如涡轮翼面。冷却空气在冷却涡轮翼面之后再进入燃烧室燃气通道下游。
至少一些已知的涡轮翼面具有用于引导冷却翼面的冷却空气流的冷却回路。更具体地，翼面内的空腔限定了用于引导冷却空气的流道。这样的空腔可限定，例如，具有多出口的蛇形通道。冷却空气经由翼面的根部而进入蛇形通道。在至少一些已知的翼面设计中，在根部和翼面部分之间有一突变的过渡以增加冷却空腔的横断面面积，以促进进入翼面部分的冷却空气的容量的增加。由于热应力会导向内部空腔，所以在限定空腔的壁上涂敷环境涂层以利于防止冷却空腔内的氧化。由于冷却通道的几何形状的限制，在涂敷过程中，涂料也会沉积在翼面的根部内。
为了有利于抵抗内部热应力，至少一些已知的叶片涂敷一层厚度大约等于0.001英寸的环境涂层。具有如此厚度的环境涂层防止空腔壁的氧化并有利于翼面抵挡在叶片的较高运行温度区域内产生的热应力和机械应力。然而，如果所涂敷的涂层更厚，则环境涂层的增加的厚度与榫头内的陡然过渡的共同作用会使得在翼面的根部过早地出现裂纹，因为应力会导向榫头的过渡区。连续运行过一段时间后就会导致发动机内叶片的过早的毁环。
发明内容
根据本发明的第一方面，提供了一种燃气轮机的叶片的制造方法。其中，该叶片具有一翼面、一平台、一柄部和一榫头，平台在翼面和柄部之间延伸，柄部在榫头和平台之间延伸，榫头包括至少一个用于将叶片固定在燃气轮机内的柄脚。该方法包括：在叶片内限定一个冷却空腔，该空腔延伸通过翼面、平台、柄部和榫头，其中，限定在榫头内的空腔部分包含一具有第一宽度的叶根通道部分以及一在叶根通道部分和限定在柄部内的空腔部分之间延伸的过渡部分，其中，限定在柄部内的空腔部分所具有的第二宽度大于叶根通道部分的第一宽度；在限定了所述冷却空腔的叶片内表面上涂覆一层厚度大于0.001英寸的抗氧化环境涂层；以及冷却空腔的内表面设有位于空腔的过渡部分和叶根通道部分之间的弧形界面以及位于过渡部分和限定在柄部内的空腔部分之间的弧形界面，用于防止榫头内的材料退化。
根据本发明的第二方面，提供了一种燃气轮机的叶片。该叶片具有：一平台；一从该平台中延伸出的柄部；一在该叶片的一端和该柄部之间延伸的、用于将叶片安装在燃气轮机内的榫头，该榫头具有至少一个柄脚；一翼面，该翼面具有沿平台和叶尖之间的径向叶展延伸的一第一侧壁和一第二侧壁；一限定在叶片内的延伸通过翼面、平台、柄部和榫头的冷却空腔，其中，限定在榫头内的空腔部分包含一具有第一宽度的叶根通道部分以及一在叶根通道部分和限定在柄部内的空腔部分之间延伸的过渡部分，其中，限定在柄部内的空腔部分所具有的第二宽度大于叶根通道部分的第一宽度；位于限定了冷却空腔的叶片内表面上的涂层，该涂层为一层厚度大于0.001英寸的抗氧化环境涂层；冷却空腔的内表面设有位于空腔的过渡部分和叶根通道部分之间的弧形界面以及位于过渡部分和限定在柄部内的空腔部分之间的弧形界面，用于防止榫头内的材料退化。
附图说明
图1示意性地示出了一燃气轮机；
图2是用于图1所示的燃气轮机的涡轮转子装置的透视图；
图3是用于图2所示的转子装置的转子叶片的剖视侧视图；
图4是图3所示的转子叶片的剖视正视图；和
图5是现有技术转子叶片的一部分的剖视正视图。
具体实施方式
图1示意性的示出的燃气轮机10包括一风机装置12、高压压气机14和一燃烧室16。发动机10还包括一高压涡轮18和一低压涡轮20。发动机10具有一入口侧28和一出口侧30。在一实施例中，发动机10是可以从俄亥俄州的辛辛那提的CFM国际公司买到的CFM-56型发动机。
实际运行中，空气流通过风机装置12，空气被供入高压压气机14中被压缩。被高度压缩的空气被送入燃烧室16。来自燃烧室16的气流驱动涡轮18和20，而涡轮20驱动风机装置12。涡轮18驱动高压压气机14。
图2的透视图示出的转子装置40可用于燃气轮机，比如燃气轮机10(如图1所示)。装置40包括多个安装在转子盘44内的转子叶片42。在一实施例中，叶片42形成燃气轮机10的一个高压涡轮转子叶片级(未示出)。
转子叶片42从转子盘44沿径向向外延伸，且每一个包括一翼面50、一平台52、一柄部54和一榫头56。每一翼面50包括第一侧壁60和第二侧壁62。第一侧壁60是凸形的，限定了翼面50的负压侧，第二侧壁62是凹形的，限定了翼面50的压力侧。侧壁60和62在翼面50的导缘64和与其轴向间隔开的尾缘66处连接起来。更具体地说，翼面尾缘66位于翼面导缘64的下游端与其相距弦长的位置处。
第一和第二侧壁60和62分别从临近平台52的叶根68向外沿长度或径向延伸至翼面顶端70。翼面顶端70限定了一个内部冷却室的径向外边界(在图2中未示出)。冷却室界定在翼面50内，侧壁60和62之间，并延伸通过平台52和柄部54进入榫头56。更具体地，翼面50包括一内表面(图2中未示出)和一外表面74，而冷却室由翼面内表面限定。
平台52在翼面50和柄部54之间延伸，使得每一翼面50从每个平台52径向向外延伸。柄部54从平台52径向向内延伸至榫头56。榫头56从柄部54径向向内延伸以利于将转子叶片42固定到转子盘44上。更具体地，每一榫头56包括至少一个柄脚80，该柄脚80从榫头56径向向外延伸，以利于在各榫槽82中安装每一个榫头56。在该实施例中，榫头56包括一上部叶片柄脚对84和一下部叶片柄脚对86。
图3是转子叶片42的局部导缘的剖视图。图4是转子叶片42的局部侧剖视图。图5是现有技术转子叶片100的一部分的侧剖视图。每一叶片42包括平台52、柄部54和榫头56。如上所述，柄部54在平台52和榫头56之间延伸，榫头56从柄部54径向向内延伸至叶片42的一径向内端101。平台52、柄部54、榫头56和翼面50是中空的，并限定了一贯通的冷却空腔102。更具体地，冷却空腔102由叶片42的内表面界定在转子叶片42内。冷却空腔102包括多个内壁106，它们将冷却空腔102分隔成多个冷却室108。室108与壁106之间的内部联系及几何形状根据叶片42的使用目的而变化。在一个实施例中，内部壁106与翼面50整体铸造。
叶片冷却空腔102还包括流动相连的一榫头部分112、一柄部部分114和一翼面部分116，这样送入冷却空腔榫头部分112的冷却流体通过部分112和114而进入冷却空腔翼面部分116。冷却空腔榫头部分112包括流动相连的一叶根通道段120和一过渡通道段122。更具体地，叶根通道段120具有多个在叶片末端101和过渡通道段122之间延伸的根通道124，而过渡通道段122在叶根通道段120和柄部部分114之间延伸。
叶根通道段120的宽度DR大体恒定，该宽度是在冷却空腔102的负压侧132和压力侧134之间测量的。更具体地，在叶根通道段120的径向内端138和叶根通道段120的径向外端140之间测量的宽度DR在长度136上是基本恒定的。叶根通道段径向内端138靠近冷却空腔喉部141，叶根通道段径向外端140靠近过渡通道段122。冷却空腔喉部141在叶片末端101限定在下部叶片柄脚对86之间，叶根通道段径向外端140限定在上部叶片柄脚对84之间。因此，侧壁132和134在叶根通道段120内基本上是平行的。
过渡通道段122从叶根通道段120向外逐渐呈锥形至冷却空腔柄部部分114，冷却空腔柄部部分114的宽度DS大于叶根通道段宽度DR。因此，过渡通道段122的宽度DT在过渡通道段122的径向外端144和径向内端142之间是变化的。变化的过渡通道段宽度DT在整个过渡通道段122大于叶根通道段宽度DR，并在过渡通道径向外端144处等于柄部部分宽度DS。过渡通道段122的长度146在过渡通道段的端部142和144之间测量得到。更具体地说，过渡通道段长度146与具有预定半径并被限定在过渡通道段122和叶根通道段120之间的弧形界面156的结合，使得过渡通道段122在叶根通道段120和柄部部分114之间向外逐渐变为锥形。而且，过渡通道段长度146使得在过渡通道段122和柄部部分114之间限定一弧形界面170。
转子叶片100是已知的，大体类似于叶片42。相应地，叶片100具有平台52、柄部54和榫头56。另外，叶片100还包括一冷却空腔202，它基本上类似于冷却空腔102，并由叶片100的内表面204来界定。叶片冷却空腔202还包括流动相连的翼面部分116、榫头部分212和柄部部分114，这样送入冷却空腔榫头部分212的冷却流体通过部分212和114而进入冷却空腔翼面部分116。冷却空腔榫头部分212包括流动相连的一叶根通道段220和一过渡通道段222。更具体地，叶根通道段220在叶片末端101和过渡通道段222之间延伸，而过渡通道段222在叶根通道段220和柄部部分114之间延伸。
叶根通道段径向内端138靠近冷却空腔喉部141，叶根通道段径向外端140靠近过渡通道段222。冷却空腔喉部138在叶片末端101限定在下部叶片柄脚对86之间，叶根通道段径向外端140限定在上部叶片柄脚对84之间。
过渡通道段222从叶根通道段220向外扩张至冷却空腔柄部部分114。因此，过渡通道段222的宽度240在过渡通道段222的径向内端242和径向外端244之间是变化的。过渡通道段宽度240大于叶根通道段宽度DR。过渡通道段222的长度246是在过渡通道段端部242和244之间测量的。由于长度246小于过渡通道长度146，所以过渡通道段222从叶根通道段220陡然向外扩张至柄部部分114，以便过渡通道段宽度240在过渡通道段端部244处等于柄部部分宽度DS。陡然过渡的结果在过渡通道段222和叶根通道段220之间形成一下部交角256，在过渡通道段222和柄部部分114之间形成一上部交角258。而且，由于长度246小于过渡通道段长度146，在上部叶片柄脚对84之间形成了上部交角258。
在叶片42的制造过程中，翼面内表面104涂敷一层抗氧化环境涂料。在一实施例中，该抗氧化环境涂层是一种可以从密歇根怀特霍尔的Howmet，Thermatech买到的铝化物涂料。在该示例性实施例中，抗氧化环境涂层利用气相铝化物沉积过程而涂敷到翼面内表面上。弧形界面156和170以及过渡通道段122的结合使得抗氧化环境涂层的涂敷厚度大于叶片100内所能达到涂敷厚度。具体地，在叶片100内，已知的环境涂层的厚度界限为小于0.001英寸。然而，在叶片42内，涂层的厚度可以达到0.015英寸。该增加的厚度使得用于限制涂敷到叶片100上的涂料的厚度的制造涂层控制要求在叶片42的制造上被降低了，这样与叶片100相比，叶片42的总体的制造成本就降低了。
在空腔102的制造过程中，一中心部分(未示出)被铸入叶片42内。该中心部分是由向一中心部分模具(未示出)中注入一种液体陶瓷或石墨桨制成的。该桨被加热以形成一固体陶瓷翼面中心部分。该翼面中心部分悬挂在一翼面模具中，而将热蜡注入翼面模具以围绕陶瓷翼面中心部分。热蜡固化，形成一具有悬挂在翼面中的陶瓷中心部分的翼面(未示出)。
而后将具有陶瓷中心部分的蜡制翼面浸入陶瓷桨液中，使其干燥。重复该工序数次，以致在蜡制翼面上形成一壳体。而后蜡从壳体熔化掉而剩下具有悬挂在其内部的中心部分的模型，再将熔化的金属注入其内，金属固化之后，将壳体打掉，取出中心部分。
发动机运行过程中，冷却流体通过冷却空腔叶根通道段120进入叶片42。在一实施例中，冷却流体从压气机比如压气机14(如图1所示)被供入叶片42。进入到叶片榫头56的冷却流体流经叶根通道段120和过渡通道段122而进入冷却空腔柄部部分114。而后冷却流体进入限定在冷却空腔翼面部分116内的冷却室108。当燃气撞击到叶片42上时，在叶片内表面104上产生一运行温度。抗氧化环境涂层即使是在运行温度上升的情况下也有利于降低叶片内部表面104的氧化。
而且，在运行期间，发动机运行中所产生的应力会作用在叶片榫头56上。与叶片100相比，叶片42内的抗氧化环境涂层的厚度的增加有利于防止叶片榫头56内的材料的退化，因而保证叶片42的疲劳寿命。更具体地，弧形界面156和170有利于限制叶片榫头56内的抗氧化环境涂层的裂纹的出现，因此可以提高叶片42的使用寿命。而且，在运行过程中，与叶片100的交角256和258相比，弧形界面156和170还有利于降低可能导向榫头56的运行应力，因而同样有利于提高叶片42的使用寿命。
上述叶片不仅高度可靠而且划算。该叶片具有至少局部限定在叶片的榫头部分内的冷却空腔。限定在榫头内的冷却空腔在其各部分之间具有弧形过渡。这些弧形过渡与现有技术中的转子叶片相比有利于降低可能导向榫头的运行应力。另外，与现有技术叶片相比，弧形过渡能够使得在叶片的内表面涂敷更厚的抗氧化环境涂层。弧形过渡有利于降低叶片榫头内的较厚涂层的裂纹的出现。因此，本发明叶片的几何形状设计以及环境涂层以划算而可靠的方式有利于保证热疲劳寿命并提高翼面的使用寿命。
虽然以上以特定实施例的形式描述了本发明，但本领域的技术人员在本发明的宗旨和权利要求的范围内可以想到其他的本发明的替换方式。
部件清单
10  燃气轮机          12  风机装置          14  高压压气机
16  燃烧室            18  高压涡轮          20  低压涡轮
28  入口侧            30  出口侧            40  转子装置
42  转子叶片          44  转子盘            50  翼面
52  平台              54  柄部              56  榫头
60  第一侧壁          62  第二侧壁          64  导缘
66  尾缘              68  叶根              70  叶尖
74  外表面            80  柄脚              82  榫槽
84  上部柄脚对        86  下部柄脚对        100 现有技术转子叶片
101 叶片内端          102 冷却空腔          104 内表面
106 内壁              108 冷却室            112 空腔榫头部分
114 空腔柄部部分      116 空腔翼面部分      120 榫头部分叶根通道段
122 榫头部分过渡通道段  DR 叶根通道段宽度   132 负压侧壁
134 压力侧壁          136 长度              138 径向内端
140 径向外端          141 冷却空腔喉部      DS  柄部部分宽度
DT  过渡通道段宽度    142 径向内端          144 径向外端
146 长度              156 弧形界面          170 弧形界面
202 冷却空腔          204 内表面            212 榫头部分
220 叶根通道段        222 过渡通道段        240 过渡通道段宽度
242 径向内端          244 径向外端          246 长度

Claims (4)

1.一种燃气轮机(10)的叶片(42)的制造方法，其中该叶片具有一翼面(50)、一平台(52)、一柄部(54)和一榫头(56)，所述平台在所述翼面和柄部之间延伸，所述柄部在所述榫头和平台之间延伸，所述榫头包括至少一个用于将所述叶片固定在所述燃气轮机内的柄脚(80)，该方法包括：
在所述叶片内限定一个冷却空腔(102)，所述空腔延伸通过所述翼面、平台、柄部和榫头，其中，限定在所述榫头内的空腔部分包含一具有第一宽度(DR)的叶根通道部分(120)以及一在所述叶根通道部分和限定在所述柄部内的空腔部分(114)之间延伸的过渡部分(122)，其中，限定在所述柄部内的空腔部分所具有的第二宽度(DS)大于所述叶根通道部分的第一宽度(DR)；
在限定了所述冷却空腔的叶片内表面(104)上涂覆一层厚度大于0.001英寸的抗氧化环境涂层(105)；和
所述冷却空腔(102)的内表面(104)设有位于所述空腔的过渡部分(122)和叶根通道部分(120)之间的弧形界面(156)以及位于所述过渡部分(122)和限定在所述柄部内的空腔部分(114)之间的弧形界面(170)，用于防止所述榫头内的材料退化。
2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，限定所述冷却空腔(102)的步骤使得所述叶根通道部分的第一宽度(DR)在所述叶根通道部分(120)内基本是恒定的，并且使得所述过渡部分(122)在所述叶根通道部分和限定在所述柄部内的空腔部分(114)之间呈锥形，从而使所述过渡部分的宽度(DT)在所述过渡部分(122)内是可变化的。
3.一种燃气轮机(10)的叶片(42)，该叶片具有：
一平台(52)；
一从该平台中延伸出的柄部(54)；和
一在该叶片的一端(101)和该柄部之间延伸的、用于将所述叶片安装在所述燃气轮机内的榫头(56)，该榫头具有至少一个柄脚(80)；
一翼面(50)，该翼面具有沿所述平台和叶尖(70)之间的径向叶展延伸的一第一侧壁(60)和一第二侧壁(62)；和
一限定在叶片内的延伸通过所述翼面、平台、柄部和榫头的冷却空腔(102)，其中，限定在所述榫头内的空腔部分包含一具有第一宽度(DR)的叶根通道部分(120)以及一在所述叶根通道部分和限定在所述柄部内的空腔部分(114)之间延伸的过渡部分(122)，其中，限定在所述柄部内的空腔部分所具有的第二宽度(DS)大于所述叶根通道部分的第一宽度(DR)；
位于限定了所述冷却空腔的叶片内表面(104)上的涂层，该涂层为一层厚度大于0.001英寸的抗氧化环境涂层(105)；和
所述冷却空腔(102)的内表面(104)设有位于所述空腔的过渡部分(122)和叶根通道部分(120)之间的弧形界面(156)以及位于所述过渡部分(122)和限定在所述柄部内的空腔部分(114)之间的弧形界面(170)，用于防止所述榫头内的材料退化。
4.如权利要求3所述的叶片(42)，其特征在于，所述冷却空腔的叶根通道部分的第一宽度(DR)在所述冷却空腔(102)的压力侧(134)和所述冷却空腔的吸力侧(132)之间测量得到，并且在所述叶根通道部分(124)内基本上恒定。
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Families Citing this family (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7059825B2 (en) * 2004-05-27 2006-06-13 United Technologies Corporation Cooled rotor blade
US7632071B2 (en) * 2005-12-15 2009-12-15 United Technologies Corporation Cooled turbine blade
FR2898384B1 (fr) * 2006-03-08 2011-09-16 Snecma Aube mobile de turbomachine a cavite commune d'alimentation en air de refroidissement
US8622702B1 (en) 2010-04-21 2014-01-07 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with cooling air inlet holes
US8764394B2 (en) 2011-01-06 2014-07-01 Siemens Energy, Inc. Component cooling channel
US9017027B2 (en) 2011-01-06 2015-04-28 Siemens Energy, Inc. Component having cooling channel with hourglass cross section
JP5713769B2 (ja) * 2011-04-07 2015-05-07 三菱重工業株式会社 シリンダジャケット
EP2535515A1 (en) 2011-06-16 2012-12-19 Siemens Aktiengesellschaft Rotor blade root section with cooling passage and method for supplying cooling fluid to a rotor blade
US8870525B2 (en) * 2011-11-04 2014-10-28 General Electric Company Bucket assembly for turbine system
US9243502B2 (en) 2012-04-24 2016-01-26 United Technologies Corporation Airfoil cooling enhancement and method of making the same
US9296039B2 (en) 2012-04-24 2016-03-29 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil impingement cooling
JP6184172B2 (ja) 2013-05-29 2017-08-23 三菱日立パワーシステムズ株式会社 Ａｌコーティング方法とガスタービン翼の製造方法
US9777575B2 (en) * 2014-01-20 2017-10-03 Honeywell International Inc. Turbine rotor assemblies with improved slot cavities
EP3059394B1 (en) * 2015-02-18 2019-10-30 Ansaldo Energia Switzerland AG Turbine blade and set of turbine blades
US9733195B2 (en) * 2015-12-18 2017-08-15 General Electric Company System and method for inspecting turbine blades
FR3087479B1 (fr) * 2018-10-23 2022-05-13 Safran Aircraft Engines Aube de turbomachine
US11021961B2 (en) * 2018-12-05 2021-06-01 General Electric Company Rotor assembly thermal attenuation structure and system
CN111156196B (zh) * 2020-01-10 2021-10-29 中国航空制造技术研究院 一种航空发动机风扇/压气机转子叶片结构及其设计方法

Family Cites Families (36)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3369792A (en) * 1966-04-07 1968-02-20 Gen Electric Airfoil vane
US3606572A (en) * 1969-08-25 1971-09-20 Gen Motors Corp Airfoil with porous leading edge
US3810711A (en) * 1972-09-22 1974-05-14 Gen Motors Corp Cooled turbine blade and its manufacture
US4134709A (en) * 1976-08-23 1979-01-16 General Electric Company Thermosyphon liquid cooled turbine bucket
US4236870A (en) * 1977-12-27 1980-12-02 United Technologies Corporation Turbine blade
US4390320A (en) * 1980-05-01 1983-06-28 General Electric Company Tip cap for a rotor blade and method of replacement
US4650399A (en) * 1982-06-14 1987-03-17 United Technologies Corporation Rotor blade for a rotary machine
JPH06102963B2 (ja) 1983-12-22 1994-12-14 株式会社東芝 ガスタ−ビン空冷翼
US4726104A (en) * 1986-11-20 1988-02-23 United Technologies Corporation Methods for weld repairing hollow, air cooled turbine blades and vanes
GB8830152D0 (en) * 1988-12-23 1989-09-20 Rolls Royce Plc Cooled turbomachinery components
FR2678318B1 (fr) * 1991-06-25 1993-09-10 Snecma Aube refroidie de distributeur de turbine.
US5370499A (en) * 1992-02-03 1994-12-06 General Electric Company Film cooling of turbine airfoil wall using mesh cooling hole arrangement
FR2689176B1 (fr) * 1992-03-25 1995-07-13 Snecma Aube refrigeree de turbo-machine.
US5387086A (en) * 1993-07-19 1995-02-07 General Electric Company Gas turbine blade with improved cooling
US5480284A (en) * 1993-12-20 1996-01-02 General Electric Company Self bleeding rotor blade
US5403158A (en) * 1993-12-23 1995-04-04 United Technologies Corporation Aerodynamic tip sealing for rotor blades
JP3137527B2 (ja) * 1994-04-21 2001-02-26 三菱重工業株式会社 ガスタービン動翼チップ冷却装置
US5503529A (en) * 1994-12-08 1996-04-02 General Electric Company Turbine blade having angled ejection slot
US5503527A (en) * 1994-12-19 1996-04-02 General Electric Company Turbine blade having tip slot
US5669759A (en) * 1995-02-03 1997-09-23 United Technologies Corporation Turbine airfoil with enhanced cooling
US5498133A (en) * 1995-06-06 1996-03-12 General Electric Company Pressure regulated film cooling
FR2743391B1 (fr) * 1996-01-04 1998-02-06 Snecma Aube refrigeree de distributeur de turbine
US5772397A (en) * 1996-05-08 1998-06-30 Alliedsignal Inc. Gas turbine airfoil with aft internal cooling
US5820774A (en) * 1996-10-28 1998-10-13 United Technologies Corporation Ceramic core for casting a turbine blade
US5813836A (en) * 1996-12-24 1998-09-29 General Electric Company Turbine blade
JPH1122404A (ja) 1997-07-03 1999-01-26 Hitachi Ltd ガスタービン及びその動翼
US5928725A (en) * 1997-07-18 1999-07-27 Chromalloy Gas Turbine Corporation Method and apparatus for gas phase coating complex internal surfaces of hollow articles
CA2231988C (en) * 1998-03-12 2002-05-28 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gas turbine blade
US6132169A (en) * 1998-12-18 2000-10-17 General Electric Company Turbine airfoil and methods for airfoil cooling
US6174135B1 (en) * 1999-06-30 2001-01-16 General Electric Company Turbine blade trailing edge cooling openings and slots
US6273678B1 (en) * 1999-08-11 2001-08-14 General Electric Company Modified diffusion aluminide coating for internal surfaces of gas turbine components
US6390774B1 (en) * 2000-02-02 2002-05-21 General Electric Company Gas turbine bucket cooling circuit and related process
EP1128023A1 (de) 2000-02-25 2001-08-29 Siemens Aktiengesellschaft Turbinenlaufschaufel
US6497920B1 (en) 2000-09-06 2002-12-24 General Electric Company Process for applying an aluminum-containing coating using an inorganic slurry mix
US6474946B2 (en) * 2001-02-26 2002-11-05 United Technologies Corporation Attachment air inlet configuration for highly loaded single crystal turbine blades
US6485262B1 (en) 2001-07-06 2002-11-26 General Electric Company Methods and apparatus for extending gas turbine engine airfoils useful life

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Publication number Publication date
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