CN101372895A - 涡轮机轮叶叶冠的边缘轮廓 - Google Patents

涡轮机轮叶叶冠的边缘轮廓 Download PDF

Info

Publication number
CN101372895A
CN101372895A CNA2008102136867A CN200810213686A CN101372895A CN 101372895 A CN101372895 A CN 101372895A CN A2008102136867 A CNA2008102136867 A CN A2008102136867A CN 200810213686 A CN200810213686 A CN 200810213686A CN 101372895 A CN101372895 A CN 101372895A
Authority
CN
China
Prior art keywords
guide rail
coordinate
integral shroud
sealing guide
profile
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.)
Granted
Application number
CNA2008102136867A
Other languages
English (en)
Other versions
CN101372895B (zh
Inventor
T·丘拉托
S·B·B·陈
B·R·赖卡
S·巴鲁亚
J·C·佩里二世
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.)
General Electric Co PLC
Original Assignee
General Electric Co
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 General Electric Co filed Critical General Electric Co
Publication of CN101372895A publication Critical patent/CN101372895A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN101372895B publication Critical patent/CN101372895B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/22—Blade-to-blade connections, e.g. for damping vibrations
    • F01D5/225—Blade-to-blade connections, e.g. for damping vibrations by shrouding
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/70—Shape
    • F05D2250/74—Shape given by a set or table of xyz-coordinates
    • 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
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

本发明涉及涡轮机轮叶叶冠的边缘轮廓。涡轮机轮叶(24)包括具有叶冠(36)的轮叶翼型件(34)，该叶冠(36)带有包括两个扇形凹口面(52，54)的前缘(48)和包括第三扇形凹口面(56)的后缘(50)，限定了大体上根据如表I中所列出的点1－41的X和Y的笛卡尔坐标值的前缘轮廓和后缘轮廓。X值和Y值是以英寸为单位的距离，当由平滑连续的弧连接时，它们限定了前缘叶冠扇形凹口轮廓和后缘叶冠扇形凹口轮廓。该叶冠还具有第一Z形边缘轮廓和第二Z形边缘轮廓(38，40)即上Z形边缘轮廓和下Z形边缘轮廓，其大体上根据如表II中分别列出的点42－59和点60－77的X和Y的笛卡尔坐标值。

Description

涡轮机轮叶叶冠的边缘轮廓
技术领域
[0001]本发明涉及涡轮机轮叶，其具有翼型件(airfoil)以及由翼型件承载的叶冠(tip shroud)。更具体而言，本发明涉及由涡轮叶片的翼型件所承载的叶冠的前缘轮廓、后缘轮廓以及Z形边缘轮廓。
背景技术
[0002]用于涡轮的轮叶典型地包括翼型件、平台、柄部以及榫接部。榫接部紧固在涡轮叶轮中的互补的槽内。翼型件时常包括一体形成的叶冠。当然，包括翼型件和叶冠的轮叶在运行时可绕着发动机中心线旋转，并且翼型件和叶冠位于热气通道中。因为叶冠安装在翼型件的末梢，所以在叶冠和翼型件末梢之间的叶冠圆角区存在相当大的应力。具体而言，由于相对于翼型件的叶冠质量不均衡，因此在翼型件与叶冠相交处的翼型件压力侧和吸入侧之间出现了圆角应力的显著差异。这种质量不均衡负面地影响了轮叶的蠕变寿命。也就是说，在前轮叶中的叶冠质量分布造成了叶冠圆角被高度加荷的并缩短了蠕变寿命。此外，某些在前的叶冠未盖住翼型件喉部，结果由于在叶冠上的流动泄漏而对级效率具有负面影响。
发明内容
[0003]根据本发明的示例实施例，提供了一种包括具有叶冠的轮叶翼型件的涡轮机轮叶，该叶冠具有前缘轮廓和后缘轮廓，用来优化叶冠的质量分布以平衡叶冠的圆角应力，从而使得蠕变寿命达到最大值并且还保证了翼型件喉部的覆盖来改善级效率。具体而言，叶冠的前缘，即在涡轮的热气通道中通常轴向地面向上游的边缘，具有预定的轮廓，该轮廓包括大体上根据在点1-6和7-21处在笛卡尔坐标系中的X坐标值和Y坐标值的第一扇形凹口(scalloped)部分和第二扇形凹口部分，这些X坐标值和Y坐标值分别在表I中列出，其中，X和Y为以英寸为单位的距原点的距离，且当点1-6和点7-21分别由平滑连续的弧连接时，这些点限定了前缘叶冠轮廓的第一扇形凹口部分和第二扇形凹口部分。
[0004]本发明还可以在包括具有叶冠的轮叶翼型件的涡轮机轮叶中实施，所述叶冠具有前缘和后缘，所述后缘具有预定的轮廓，该轮廓包括大体上根据在点22-41处在笛卡尔坐标系中的X坐标值和Y坐标值，这些X坐标值和Y坐标值在表I中列出，其中，X和Y为以英寸为单位的距原点的距离，且当点22-41由平滑连续的弧连接时，这些点限定了后缘叶冠轮廓的扇形凹口部分。
[0005]在本发明的又一个示例实施例中，提供了一种包括具有叶冠的轮叶翼型件的涡轮机轮叶，所述叶冠具有前缘和后缘以及第一Z形边缘轮廓和第二Z形边缘轮廓，所述第一Z形边缘轮廓和第二Z形边缘轮廓具有预定的轮廓，该轮廓大体上根据在点42-59和60-77处在笛卡尔坐标系中的X坐标值和Y坐标值，这些X坐标值和Y坐标值分别在表II中列出，其中，X和Y为以英寸为单位的距原点的距离，且当点42-59和点60-77分别由平滑连续的弧或线连接时，这些点限定了第一Z形边缘轮廓和第二Z形边缘轮廓。
附图说明
[0006]通过结合附图仔细地研究本发明当前优选的示例实施例的下列更详细的说明，将会更完整地理解和懂得本发明的这些及其它的目的和优点，附图中:
[0007]图1为根据本发明的优选实施例的涡轮部分的示意图，该涡轮部分具有带有预定的前缘轮廓和后缘轮廓的第三级涡轮机轮叶叶冠；
[0008]图2为径向向内地观察时的实施本发明的叶冠的放大端视图，且示出了用来确定用于表I和表II中所列点的坐标的坐标系；
[0009]图3为径向向内观察时的实施本发明的叶冠的放大端视图，且示出了表I中所列出的点的位置；
[0010]图4为径向向内观察时的实施本发明的叶冠的放大端视图，且示出了表II中所列出的点的位置；和
[0011]图5为类似于图2的视图，其中，略去了坐标系且在本发明的示例实施例中示出了叶冠各部分之间的量纲关系(dimensionalrelationship)。
零件清单
热气通道 10
燃气涡轮机 12
喷嘴 14
轮叶 16
涡轮转子叶轮 17
喷嘴 18
轮叶 20
喷嘴 22
轮叶 24
热气流的方向 26
平台 30
柄部 32
翼型件 34
叶冠 36
叶冠端部 38，40
密封导轨 42，44
叶冠 46
叶冠前缘48和叶冠后缘50
扇形凹口部分 52，54，56
切齿 62，60
规定距离y1和y2
硬面区 64
具体实施方式
[0012]现在参看附图，具体地参看图1，示出了包括多个涡轮级的燃气涡轮机12的热气通道，其一般地标示为10。示出了三个级。例如，第一级包括多个周向地隔开的喷嘴14和轮叶16。这些喷嘴彼此周向地隔开并围绕转子的轴线固定。当然，第一级轮叶16安装在涡轮转子叶轮17上。还示出了涡轮机12的第二级，包括多个周向地隔开的喷嘴18和安装在转子上的多个周向地隔开的轮叶20。还示出了第三级，包括多个周向地隔开的喷嘴22和安装在转子17上的轮叶24。应懂得的是，喷嘴和轮叶位于涡轮机12的热气通道10中，由箭头26指示了经过热气通道10的热气流向。
[0013]第三级的各轮叶24均设有平台30、柄部32以及用于与互补形状的匹配榫接部相连接的榫接部(未示出)，该匹配榫接部(也未示出)位于形成转子一部分的转子叶轮上。第三级轮叶24中的各轮叶还包括翼型件34(图2)，该翼型件34在沿着翼型件从平台至翼型件末梢的任何截面处具有翼型件轮廓，如图2至图5中的虚线所示。
[0014]提供了用于F类涡轮3级轮叶的实施了本发明的叶冠。参看图2至图5，各第三级轮叶均设有一般地标示为36的叶冠。叶冠36优选与轮叶一体地形成，且各叶冠在周向对置的端部38，40处接合相邻轮叶的相邻的叶冠，以在第二级轮叶的轴向位置处形成限定热气通道的大致环形的环或叶冠。如图2至图5所示，各第三级轮叶24的叶冠36包括沿着其径向外表面的第一密封导轨和第二密封导轨(即前密封导轨和后密封导轨)42，44，这些密封导轨42，44在叶冠附近形成连续的密封环，以便与固定到涡轮外壳上的叶冠46(图1)相密封。如图2所示，应懂得的是，叶冠36包括分别成形的前缘48和后缘50。成形的前缘包括第一和第二扇形凹口部分52，54，而后缘包括单个的扇形凹口部分56。前缘和后缘位于热气通道中的叶冠36的相反的轴向表面侧上。
[0015]为了分别地限定前缘扇形凹口52，54和后缘扇形凹口56，具体地在如图2所示意性描绘的X轴和Y轴的笛卡尔坐标系中，提供了一组在空间中独特的点或点的轨迹。对于相应的扇形凹口面52，54，56，在以下表I中给出了如图3所标记的代表点的X值和Y值，且这些X值和Y值限定了前缘和后缘在沿其各个位置处的轮廓。用于X坐标和Y坐标的值在表I中以英寸为单位列出，尽管当这些值经过适当地转换可以采用其它的尺寸单位。通过相对于X轴和Y轴的原点限定在选定位置处的X坐标值和Y坐标值，可以确定编号为1至41的点的位置。通过用平滑的连续的弧沿着如此限定的各扇形凹口面来连接X值和Y值，可以确定各边缘轮廓。
[0016]应懂得的是，这些值表示在外界条件、非运行条件或不热条件，即冷条件时的前扇形凹口边缘轮廓和后扇形凹口边缘轮廓。
表I
 
面1 x y 面3 x y
1 0.0083 0.8950 22 0.6085 0.1753
2 0.0423 0.9040 23 0.5960 0.2081
3 0.0742 0.9188 24 0.5813 0.2403
4 0.1025 0.9397 25 0.5670 0.2726
5 0.1252 0.9664 26 0.5531 0.3052
6 0.1395 0.9985 27 0.5399 0.3381
28 0.5271 0.3711
面2 x y 29 0.5145 0.4042
7 0.1258 0.2324 30 0.501B 0.4372
8 0.1263 0.2684 31 0.4897 0.4705
9 0.1268 0.3044 32 0.4792 0.5043
10 0.1274 0.3403 33 0.4721 0.5390
11 0.1279 0.3763 34 0.4705 0.5743
12 0.1284 0.4123 35 04751 0.6094
13 0.1291 0.4483 36 0.4848 0.6434
14 0.1275 0.4842 37 0.4992 0.6757
15 0.1184 0.5189 38 0.5181 0.7056
16 0.1021 0.5509 39 0.5414 0.7322
17 0.0818 0.5806 40 0.5684 0.7550
18 0.0613 0.6101 41 0.5982 0.7742
19 0.0408 0.6397
20 0.0204 0.6693
21 0.0000 0.6990
[0017]为了限定Z形形状，该Z形形状分别地限定了叶冠38，40的第一和第二(根据所示构造为上部和下部)周向相反的端部，具体地在如图2所示意性描绘的X轴和Y轴的笛卡尔坐标系中，提供了一组在空间中独特的点或点的轨迹。对于相应的Z形，在以下表II中给出了如图4所标记的代表点的X值和Y值，并且这些X值和Y值限定了叶冠的周向相反的端部在沿其各个位置处的轮廓。用于X坐标和Y坐标的值在表II中以英寸为单位列出，尽管当这些值经过适当地转换可以采用其它的尺寸单位。通过相对于X轴和Y轴的原点限定在选定位置处的X坐标值和Y坐标值，可以确定编号为42至77的点的位置。通过用平滑的连续的线或弧沿着如此限定的各Z形来连接X值和Y值，可以确定各周向的端部边缘轮廓。
[0018]应懂得的是，这些值表示在外界条件、非运行或不热条件即冷条件时的周向的端部Z形轮廓。
表II
 
上 x y 下 x y
42 0.1448 1.0000 60 0.1278 0.2277
43 0.1735 0.9738 61 0.1609 0.1970
44 0.2023 0.9477 62 0.1940 0.1663
45 0.2310 0.9215 63 0.2271 0.1356
46 0.2598 0.8954 64 0.2602 0.1049
47 0.2885 0.8692 65 0.2933 0.0742
48 0.3173 0.8431 66 0.3265 0.0435
49 0.3595 0.8492 67 0.3459 0.0460
50 0.3752 0.8741 68 0.3612 0.0701
51 0.3909 0.8991 69 0.3765 0.0941
52 0.4066 0.9240 70 0.3918 0.1182
53 0.4252 0.9275 71 0.4359 0.1259
54 0.4543 0.9055 72 0.4629 0.1049
55 0.4834 0.8835 73 0.4899 0.0839
56 0.5125 0.8615 74 0.5169 0.0629
57 0.5416 0.8395 75 0.5439 0.0420
58 0.5707 0.8175 76 0.5710 0.0210
59 0.5998 0.7954 77 0.5980 0.0000
[0019]应懂得的是，存在典型的制造公差以及涂层，这些必须在叶冠边缘面的实际轮廓中予以说明。因此，在表I和表II中所给出的用于叶冠轮廓的值是用于公称(nominal)叶冠的。所以将要懂得的是，包括任何涂层厚度的+/-典型制造公差即+/-值对以上表I和表II所给出的X值、Y值是附加的。因此，在与沿着前缘、后缘和Z形的任何表面位置相垂直的方向上的+/-0.080英寸的距离，对于此具体的叶冠设计限定了沿着相应前缘、后缘和Z形的叶冠的边缘轮廓包络(envelope)，即，在额定的低温或室温时在实际边缘轮廓上的所测点之间的变化范围以及在相同温度时如在以上表I和表II中所给出的那些边缘轮廓的理想位置。该叶冠设计对于此变化范围是稳健的，不会削弱机械和气动的功能，并且由大致根据表I和表II中所列出的点1-77的笛卡尔坐标值的轮廓所包含。
[0020]CV7241热气通道需要第三级叶冠来满足气动效率要求。文中所限定的叶冠设计对于该系统是特有和特定的，但可相对于其它的机架尺寸缩放。因此，还要懂得的是，在以上表I和表II中所公开的叶冠可以几何地放大或缩小，以便用在其它相似的涡轮机设计中。因此，在表I和表II中所列出的坐标值可以放大或缩小，以便叶冠的前缘扇形凹口轮廓和叶冠的后缘扇形凹口轮廓以及上部Z形轮廓和下部Z形轮廓保持不变。表I和表II的坐标的缩放型式将由通过乘以或除以相同的数的表I和表II的X坐标值和Y坐标值来表示。
[0021]根据本发明另外的特征，叶冠形状的特征还在于密封导轨的安放，以便优化气动益处和机械要求。更具体地，参看图5，在示例实施例中，双导轨44，42分别位于距翼型件34(图5中虚线示出)的后缘分别规定的距离a和距离b处。在所示的示例实施例中，从翼型件34的后缘到后密封导轨44的距离a为0.81+/-0.13英寸，而到前密封导轨42的距离b为1.81+/-0.13英寸。
[0022]所示的密封导轨还包括分别地位于距翼型件34的后缘为规定距离y1和y2处的切齿(cutter tooth)62，60。在所示的示例实施例中，到后密封导轨44的切齿62的中点的距离y1为1.44+/-0.13英寸，而从后缘到前密封导轨42的切齿60的中点的距离y2为2.43+/-0.13英寸。
[0023]还如所示的那样，所示示例实施例的再一个特性特征在于后密封导轨44和硬面区64因机械益处而定位在一起(co-located)。在示例实施例中，以及如图5中所示，硬面64相对于后密封导轨44的纵轴线成大约30至35度的角度。
[0024]如图1至图5所示，所示叶冠的又一个特性特征在于，为了气动益处，在叶冠36的前缘48上具有位于翼型件的压力侧和吸入侧上的不均匀的叶冠覆盖，而在叶冠36的后缘50上具有单侧的覆盖。
[0025]在上文所限定的独特的叶冠形状和导轨的安放用于优化气动益处和机械要求。
[0026]提供了本发明独特的叶冠设计，以满足CV7241的气动效率要求，但同时满足叶片的机械限制。所公开的设计通过在气动设计和机械设计之间的迭代(iteration)而达成，并允许CV7241以安全和平稳的方式运转。
[0027]尽管本发明已结合当前认为是最实用和优选的实施例进行了描述，但应理解的是本发明不限于所公开的实施例，而是相反地意欲涵盖包括在所附权利要求的精神和范围内的各种修改和等同装置。

Claims (10)

1.一种包括具有叶冠(36)的轮叶翼型件(34)的涡轮机轮叶(24)，所述叶冠具有前缘(48)和后缘(50)，所述前缘(48)具有预定轮廓，所述预定轮廓包括大体上根据在点1-6和点7-21处在笛卡尔坐标系中的X坐标值和Y坐标值的第一扇形凹口部分(52)和第二扇形凹口部分(54)，所述X坐标值和Y坐标值在表I中分别列出，其中，X和Y为距原点以英寸为单位的距离，当点1-6和点7-21分别由平滑连续的弧连接时，所述点限定了所述前缘叶冠轮廓的第一扇形凹口部分和第二扇形凹口部分。
2.根据权利要求1所述的涡轮机轮叶，其特征在于，所述前缘轮廓位于在与沿着所述前缘轮廓的任何位置相垂直的方向上的+/-0.080英寸的范围内的包络中。
3.根据权利要求1所述的涡轮机轮叶，其特征在于，在表I中列出的所述X值和所述Y值可以作为相同的数的函数而缩放，以提供放大或缩小的前缘轮廓。
4.根据权利要求1所述的涡轮机轮叶，其特征在于，所述后缘(50)具有预定轮廓，所述预定轮廓包括大体上根据在点22-41处在笛卡尔坐标系统中的X坐标值和Y坐标值的扇形凹口部分，所述X坐标值和所述Y坐标值在表I中列出，其中，X和Y为距原点以英寸为单位的距离，当点22-41由平滑连续的弧连接时，所述点限定了所述后缘叶冠轮廓的扇形凹口部分。
5.根据权利要求1所述的涡轮机轮叶，其特征在于，所述叶冠还包括第一Z形边缘轮廓和第二Z形边缘轮廓(38，40)，所述第一Z形边缘轮廓和所述第二Z形边缘轮廓具有大体上根据在点42-59和点60-77处在笛卡尔坐标系统中的X坐标值和Y坐标值的预定轮廓，所述X坐标值和所述Y坐标值在表II中分别列出，其中，X和Y为距原点以英寸为单位的距离，当点42-59和点60-77分别由平滑连续的弧或线连接时，所述点限定了所述第一Z形边缘轮廓和所述第二Z形边缘轮廓。
6.根据权利要求1所述的涡轮机轮叶，其特征在于，所述叶冠还包括在所述叶冠的周向边缘之间延伸的第一密封导轨和第二密封导轨，即前密封导轨和后密封导轨，其中，从所述翼型件的所述后缘到所述后密封导轨的距离为大约0.81英寸而到所述前密封导轨的距离(b)为大约1.81英寸。
7.根据权利要求1所述的涡轮机轮叶，其特征在于，所述叶冠还包括在所述叶冠的周向边缘之间延伸的第一密封导轨和第二密封导轨，即前密封导轨和后密封导轨，其中，所述密封导轨还包括切齿，其中，从所述翼型件的后缘到所述后密封导轨的所述切齿的中点的距离为大约1.44英寸，并且其中，从所述后缘到所述前密封导轨的所述切齿的中点的距离为大约2.43英寸。
8.根据权利要求1所述的涡轮机轮叶，其特征在于，所述叶冠还包括第一Z形边缘轮廓和第二Z形边缘轮廓，其中，所述叶冠还包括在所述Z形边缘之间延伸的第一密封导轨和第二密封导轨，即前密封导轨和后密封导轨，其中，所述后密封导轨与所述Z形边缘的硬面区定位在一起。
9.根据权利要求4所述的涡轮机轮叶，其特征在于，所述叶冠还包括第一Z形边缘轮廓和第二Z形边缘轮廓(38，40)，所述第一Z形边缘轮廓和所述第二Z形边缘轮廓具有大体上根据在点42-59和点60-77处在笛卡尔坐标系统中的X坐标值和Y坐标值的预定轮廓，所述X坐标值和所述Y坐标值在表II中分别列出，其中，X和Y为距原点以英寸为单位的距离，当点42-59和点60-77分别由平滑连续的弧或线连接时，所述点限定了所述第一Z形边缘轮廓和所述第二Z形边缘轮廓。
10.根据权利要求4所述的涡轮机轮叶，其特征在于，所述叶冠还包括在所述叶冠的周向边缘之间延伸的第一密封导轨和第二密封导轨，即前密封导轨和后密封导轨，其中，从所述翼型件的所述后缘到所述后密封导轨的距离为大约0.81英寸，而到所述前密封导轨的距离(b)为大约1.81英寸。
CN2008102136867A 2007-08-22 2008-08-22 涡轮机轮叶叶冠的边缘轮廓 Active CN101372895B (zh)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US11/892355 2007-08-22
US11/892,355 US8043061B2 (en) 2007-08-22 2007-08-22 Turbine bucket tip shroud edge profile
US11/892,355 2007-08-22

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN101372895A true CN101372895A (zh) 2009-02-25
CN101372895B CN101372895B (zh) 2013-10-16

Family

ID=40280463

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN2008102136867A Active CN101372895B (zh) 2007-08-22 2008-08-22 涡轮机轮叶叶冠的边缘轮廓

Country Status (5)

Country Link
US (1) US8043061B2 (zh)
JP (1) JP2009047172A (zh)
CN (1) CN101372895B (zh)
CH (1) CH697806B1 (zh)
DE (1) DE102008044419A1 (zh)

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102926819A (zh) * 2012-10-23 2013-02-13 如皋透平叶片制造有限公司 一种汽轮机叶片防窜动叶冠
CN103032107A (zh) * 2011-10-04 2013-04-10 通用电气公司 带有成形密封轨嵌条的尖端围带组件
CN103216271A (zh) * 2012-01-20 2013-07-24 通用电气公司 涡轮机械叶片尖端护罩
CN103422906A (zh) * 2013-08-29 2013-12-04 哈尔滨工程大学 一种具有s形叶冠动叶片的涡轮

Families Citing this family (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8057186B2 (en) * 2008-04-22 2011-11-15 General Electric Company Shape for a turbine bucket tip shroud
CH702980A1 (de) * 2010-03-31 2011-10-14 Alstom Technology Ltd Dichtstruktur an einem Deckband einer Turbinenlaufschaufel.
US10138736B2 (en) * 2012-01-20 2018-11-27 General Electric Company Turbomachine blade tip shroud
US9109873B1 (en) 2012-03-21 2015-08-18 General Electric Company Apparatus and method for inspecting a turbine blade tip shroud
US9151587B2 (en) 2013-11-11 2015-10-06 General Electric Company Bucket tip shroud measurement fixture and method of measuring bucket tip shroud orientation
US9611753B2 (en) 2014-04-29 2017-04-04 General Electric Company Apparatus and method for inspecting a turbine blade tip shroud
US20160237914A1 (en) * 2015-02-18 2016-08-18 United Technologies Corporation Geared Turbofan With High Gear Ratio And High Temperature Capability
US10648346B2 (en) * 2016-07-06 2020-05-12 General Electric Company Shroud configurations for turbine rotor blades
US10982554B2 (en) 2016-10-28 2021-04-20 General Electric Company Tip shroud for a turbine engine
US10513934B2 (en) * 2017-01-19 2019-12-24 General Electric Company Z-notch shape for a turbine blade tip shroud
US10400610B2 (en) * 2017-02-14 2019-09-03 General Electric Company Turbine blade having a tip shroud notch
US10683759B2 (en) * 2018-03-23 2020-06-16 General Electric Company Edge profiles for tip shrouds of turbine rotor blades
US11236620B1 (en) * 2021-02-24 2022-02-01 General Electric Company Turbine blade tip shroud surface profiles
US11821336B2 (en) * 2021-04-09 2023-11-21 General Electric Company Turbine blade tip shroud with axially offset cutter teeth, and related surface profiles and method
US11371363B1 (en) * 2021-06-04 2022-06-28 General Electric Company Turbine blade tip shroud surface profiles
US11255198B1 (en) 2021-06-10 2022-02-22 General Electric Company Tip shroud with exit surface for cooling passages
CN117328948A (zh) 2022-06-30 2024-01-02 通用电气公司 涡轮叶片尖端护罩表面轮廓
US20240011401A1 (en) * 2022-07-11 2024-01-11 Power Systems Mfg., Llc Turbine blade with modal response adapted tip shroud

Family Cites Families (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6893216B2 (en) * 2003-07-17 2005-05-17 General Electric Company Turbine bucket tip shroud edge profile
US6851931B1 (en) * 2003-08-13 2005-02-08 General Electric Company Turbine bucket tip shroud edge profile

Cited By (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103032107A (zh) * 2011-10-04 2013-04-10 通用电气公司 带有成形密封轨嵌条的尖端围带组件
CN103032107B (zh) * 2011-10-04 2016-08-17 通用电气公司 带有成形密封轨嵌条的尖端围带组件
CN103216271A (zh) * 2012-01-20 2013-07-24 通用电气公司 涡轮机械叶片尖端护罩
CN103216271B (zh) * 2012-01-20 2017-07-11 通用电气公司 涡轮机械叶片尖端护罩
CN102926819A (zh) * 2012-10-23 2013-02-13 如皋透平叶片制造有限公司 一种汽轮机叶片防窜动叶冠
CN103422906A (zh) * 2013-08-29 2013-12-04 哈尔滨工程大学 一种具有s形叶冠动叶片的涡轮
CN103422906B (zh) * 2013-08-29 2015-04-08 哈尔滨工程大学 一种具有s形叶冠动叶片的涡轮

Also Published As

Publication number Publication date
CH697806A2 (de) 2009-02-27
JP2009047172A (ja) 2009-03-05
US8043061B2 (en) 2011-10-25
CH697806B1 (de) 2013-07-31
US20090053047A1 (en) 2009-02-26
DE102008044419A1 (de) 2009-02-26
CN101372895B (zh) 2013-10-16

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN101372895B (zh) 涡轮机轮叶叶冠的边缘轮廓
CN101429875B (zh) 具有带z形缺口形状的末梢护罩的涡轮机叶片
CN100379941C (zh) 用于涡轮叶片的翼面形状
CN100362211C (zh) 涡轮叶片的翼面形状
US7566200B2 (en) HP turbine vane airfoil profile
US7976280B2 (en) Turbine bucket shroud internal core profile
CN100362213C (zh) 涡轮叶片顶部覆环边缘轮廓
US7520728B2 (en) HP turbine vane airfoil profile
CN100419216C (zh) 透平叶片的翼面形状
US7611326B2 (en) HP turbine vane airfoil profile
US7559749B2 (en) LP turbine vane airfoil profile
US7520726B2 (en) HP turbine blade airfoil profile
US20080118361A1 (en) Hp turbine vane airfoil profile
US6851931B1 (en) Turbine bucket tip shroud edge profile
US10689993B2 (en) Airfoil shape for turbine nozzles
CN101169126A (zh) 用于压缩机的翼片形状
US20070231149A1 (en) Optimized guide vane, guide vane ring sector, compression stage, compressor and turbomachine comprising such a vane
US10808538B2 (en) Airfoil shape for turbine rotor blades
CN1542258A (zh) 用于透平叶片的内部核心轮廓
JP7341683B2 (ja) タービンロータブレード用先端シュラウドフィレット
US11384640B2 (en) Airfoil shape and platform contour for turbine rotor blades
US11346225B2 (en) Airfoil shape for turbine nozzles
US11118460B1 (en) Turbine rotor blade airfoil profile
US11946386B2 (en) Turbine blade tip shroud surface profiles

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
C14 Grant of patent or utility model
GR01 Patent grant
TR01 Transfer of patent right

Effective date of registration: 20240103

Address after: Swiss Baden

Patentee after: GENERAL ELECTRIC CO. LTD.

Address before: New York, United States

Patentee before: General Electric Co.

TR01 Transfer of patent right