CN102678187A - 用于燃气涡轮发动机的涡轮机轮叶及其制造方法 - Google Patents

用于燃气涡轮发动机的涡轮机轮叶及其制造方法 Download PDF

Info

Publication number
CN102678187A
CN102678187A CN2012100141138A CN201210014113A CN102678187A CN 102678187 A CN102678187 A CN 102678187A CN 2012100141138 A CN2012100141138 A CN 2012100141138A CN 201210014113 A CN201210014113 A CN 201210014113A CN 102678187 A CN102678187 A CN 102678187A
Authority
CN
China
Prior art keywords
blade tip
blade
distance
inwall
turbine
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
CN2012100141138A
Other languages
English (en)
Other versions
CN102678187B (zh
Inventor
A·加西亚-克雷斯波
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 CN102678187A publication Critical patent/CN102678187A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN102678187B publication Critical patent/CN102678187B/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
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/147—Construction, i.e. structural features, e.g. of weight-saving hollow blades
    • 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
    • F01D1/00—Non-positive-displacement machines or engines, e.g. steam turbines
    • 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
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/20—Specially-shaped blade tips to seal space between tips and stator
    • 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
    • F01D5/28—Selecting particular materials; Particular measures relating thereto; Measures against erosion or corrosion
    • F01D5/282—Selecting composite materials, e.g. blades with reinforcing filaments
    • 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
    • F01D5/28—Selecting particular materials; Particular measures relating thereto; Measures against erosion or corrosion
    • F01D5/284—Selection of ceramic materials
    • 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
    • F01D5/30—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers
    • 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
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/60—Properties or characteristics given to material by treatment or manufacturing
    • F05D2300/603—Composites; e.g. fibre-reinforced
    • F05D2300/6033—Ceramic matrix composites [CMC]
    • 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
    • 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
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T29/00—Metal working
    • Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
    • Y10T29/49229—Prime mover or fluid pump making
    • Y10T29/49231—I.C. [internal combustion] engine making
    • Y10T29/49234—Rotary or radial engine making
    • 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
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T29/00—Metal working
    • Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
    • Y10T29/49316—Impeller making
    • Y10T29/49336—Blade making
    • 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
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T29/00—Metal working
    • Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
    • Y10T29/49316—Impeller making
    • Y10T29/49336—Blade making
    • Y10T29/49337—Composite blade

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Materials Engineering (AREA)
  • Architecture (AREA)
  • Ceramic Engineering (AREA)
  • Composite Materials (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

本发明涉及一种用于涡轮发动机的涡轮机轮叶及其制造方法。所述涡轮机轮叶包括在叶根和叶尖之间延伸的翼片。所述翼片包括外壁，所述外壁界定一个从叶根延伸到叶尖的腔。所述外壁包括从叶根到叶尖延伸第一距离的第一陶瓷基复合材料(CMC)基底。内壁位于所述腔内。所述内壁包括从叶根到叶尖延伸第二距离的第二CMC基底，其中所述第二距离与所述第一距离不同。

Description

用于燃气涡轮发动机的涡轮机轮叶及其制造方法
技术领域
本发明大体上涉及燃气涡轮发动机，确切地说，涉及燃气涡轮发动机使用的涡轮机轮叶技术领域。
背景技术
至少一些已知的燃气涡轮发动机包括燃烧室、连接到燃烧室下游的压缩机、涡轮机和以可旋转的方式连接在压缩机与涡轮机之间的转子组件。至少一些已知的转子组件包括转子轴、至少一个连接到转子轴的转子盘和多个连接到各转子盘并周向间隔分布的涡轮机轮叶。每个涡轮机轮叶包括从平台径向向外延伸至涡轮机壳体的翼片。
在至少一些已知涡轮机的运行过程中，压缩机压缩空气，然后空气与燃料混合并传送到燃烧室。压缩机压缩空气，然后空气与燃料混合并传送到燃烧室。得到的混合物点燃后生成热燃烧气体，然后所得的热燃烧气体传送到涡轮机。旋转的涡轮机叶片或轮叶通过涡轮机传送高温流体，例如燃烧气体。涡轮机从燃烧气体中提取能量以发动压缩机和产生有用功，产生的有用功可为负载例如发电机提供动力，或者推动飞机飞行。
至少一些已知的燃气涡轮发动机包括镍基超合金，用于制造先进的热气涡轮机叶片。这些叶片需要冷却才能承受燃烧气体的运作温度。此冷却流体使发动机不能在最有效的压力和温度状态下发电，因而有损发动机性能。由于具有耐温性能，陶瓷基复合材料(CMC)可减少或消除冷却流体。但是这些材料对任何影响都很敏感，考虑到摩擦活动，就需要加大壳体和叶片之间的叶尖间隙，这会严重伤害叶片的整体性。加大壳体和叶片之间的间隙导致叶尖泄露损失(也称为间隙损失)。
因此，通过至少一些已知涡轮机传送的燃烧气体中至少一部分在从翼片的尖端和涡轮机壳体之间传送时形成为叶尖间隙损失。此类叶尖间隙损失减少了通过主流通路传送的热燃烧气体的量，也降低了涡轮机的运作效率。
发明内容
一方面，本发明提供一种用于涡轮发动机的涡轮机轮叶。所述涡轮机轮叶包括在叶根和叶尖之间延伸的翼片。所述翼片包括外壁，所述外壁界定从叶根延伸到叶尖的腔。所述外壁包括从叶根到叶尖延伸第一距离的第一陶瓷基复合材料(CMC)基底。内壁位于所述腔内。所述内壁包括从叶根到叶尖延伸第二距离的第二CMC基底，其中所述第二距离与所述第一距离不同。
所述第一距离大于所述第二距离，因此在叶尖形成了叶尖腔，从而有利于减少流过所述叶尖的空气量。所述内壁包括位于所述第二距离处的外表面，所述外壁包括内表面，所述叶尖腔设于所述内表面和所述外表面之间。所述外壁包括压力侧和相对的吸入侧，所述压力侧和所述吸入侧在前缘和后缘之间延伸，所述内壁的所述外表面在所述压力侧和所述吸入侧之间连续延伸。所述外壁的所述内表面界定大体上呈翼形的所述叶尖腔。所述内壁包括界定内腔的内表面，所述内腔在所述内表面和所述叶根之间延伸。所述外壁包括多个第一陶瓷基复合材料板，所述内壁包括多个不同于所述第一陶瓷基复合材料板的第二陶瓷基复合材料板。所述叶根包括鸠尾榫部分。
另一方面，本发明提供一种涡轮发动机系统。所述涡轮发动机系统包括压缩机和与压缩机以流连通方式连接以获取至少一部分由压缩机排出的空气的涡轮机。转子轴以可旋转的方式连接到所述涡轮机。所述转子轴界定中线轴。多个周向间隔分布的涡轮机轮叶连接到所述转子轴。这些涡轮机轮叶中的每一个轮叶包括从叶根延伸到叶尖的翼片。所述翼片包括外壁，所述外壁界定一个从叶根延伸到叶尖的腔。所述外壁包括从叶根到叶尖延伸第一距离的第一陶瓷基复合材料(CMC)基底。内壁位于所述腔内。所述内壁包括从叶根到叶尖延伸第二距离的第二CMC基底，其中所述第二距离与所述第一距离不同。
所述第一距离大于所述第二距离，因此在叶尖形成了叶尖腔，从而有利于减少流过所述叶尖的空气量。所述内壁包括位于第二距离处的外表面，所述外壁包括内表面，所述叶尖腔设于所述内表面和所述外表面之间。所述外壁包括压力侧和相对的吸入侧，所述压力侧和所述吸入侧在前缘和后缘之间延伸，所述内壁的所述外表面在所述压力侧和所述吸入侧之间连续延伸。所述外壁的所述内表面界定大体上呈翼形的所述叶尖腔。所述内壁包括界定内腔的内表面，所述内腔在所述内表面和所述叶根之间延伸。所述外壁包括多个第一陶瓷基复合材料板，所述内壁包括多个不同于所述第一陶瓷基复合材料板的第二陶瓷基复合材料板。所述叶根包括鸠尾榫部分。
另一方面，本发明提供一种用于涡轮发动机系统的涡轮机轮叶的制造方法。所述方法包括：形成在叶根和叶尖之间延伸的翼片的外壁，所述外壁包括界定内腔的内表面，所述外壁包括从所述叶根到所述叶尖延伸第一距离的第一陶瓷基复合材料(CMC)基底；在所述腔内形成内壁，所述内壁包括从所述叶根到所述叶尖延伸第二距离的第二CMC基底，其中所述第二距离不同于所述第一距离；以及在所述叶尖处形成由所述外壁和所述内壁界定的叶尖凹槽。
其中，所述外壁包括多个侧壁，所述方法进一步包括将多个第一陶瓷板沉积到成形工具上，以形成所述外壁的第一侧壁；将成形工具定位在叶尖，以帮助形成叶尖凹槽；以及将多个第二陶瓷板沉积到第一外侧壁，以形成所述内壁。所述方法还包括：将多个第三陶瓷板沉积到所述内壁上，以形成第二侧壁；以及将所述第二侧壁连接到所述第一侧壁，以形成所述外壁。
附图说明
图1为示例性的已知涡轮发动机系统的示意图。
图2为可用于图1所示涡轮发动机的示例性转子组件的一部分的局部截面示意图。
图3为可用于图1所示涡轮发动机系统的示例性涡轮机轮叶的放大透视图。
图4为包括示例性翼片成形工具的图3所示涡轮机轮叶的放大透视图。
图5为沿着线5-5截得的图4所示涡轮机轮叶的截面示意图。
图6为可用于图1所示涡轮发动机系统的替代性涡轮机轮叶的截面示意图。
图7为说明可用于制造在图1所示涡轮发动机系统中使用的涡轮机轮叶的示例性方法的流程图。
图8所示为可用于制造在图1所示涡轮发动机系统中使用的涡轮机轮叶的替代性方法的流程图。
元件符号列表；
Figure BSA00000659792600041
Figure BSA00000659792600051
Figure BSA00000659792600061
具体实施方式
本说明书中所述的示例性方法和系统提供的涡轮机轮叶有利于减少涡轮机轮叶翼片尖端附近形成漏流，因此解决了已知涡轮机轮叶的至少一些缺陷。具体而言，本发明所述的各项实施例提供的翼片由陶瓷基复合材料形成，在叶尖形成一个腔，所述叶尖经配置以通过创造已知的空气动力学效应来减少在叶尖和涡轮机壳体之间传送的燃烧气体的量，从而帮助减少叶尖间隙损失。减少叶尖和涡轮机壳体之间的燃气体流可减少燃烧气体流路内形成的涡旋，从而提升转子组件的性能和使用寿命。
本说明书中所使用的术语“上游”是指燃气涡轮发动机的前端或入口端，术语“下游”是指燃气涡轮发动机的后端或喷嘴端。
图1是示例性燃气涡轮发动机系统10的示意图。在示例性实施例中，燃气涡轮发动机系统10包括进气部分12、连接到进气部分12下游的压缩机部分14、连接到压缩机部分14下游的燃烧室部分16、连接到燃烧室部分16下游的涡轮部分18，以及排气部分20。涡轮部分18包括经由驱动轴24连接到压缩机部分14的转子组件22。燃烧室部分16包括多个燃烧室26。燃烧室部分16连接到压缩机部分14，因此每个燃烧室26都与压缩机部分14形成流连通。燃料组件28连接到每个燃烧室26，以便向燃烧室26提供燃料流。涡轮部分18以可旋转的方式连接到压缩机部分14和负载30，例如但不限于发电机和机械驱动应用。在示例性实施例中，压缩机部分14和涡轮部分18各包括至少一个转子叶片或连接到转子组件22的涡轮机轮叶32。
在运行过程中，进气部分12将空气传送到压缩机部分14。压缩机部分14将进气压缩到更高的压力和温度，并将压缩后的空气输送至燃烧室部分16。压缩后的空气与燃料混合，点燃生成燃烧气体后流向涡轮部分18。涡轮部分18驱动压缩机部分14和/或负载30。此外，至少一部分压缩后的空气会提供给燃料组件28。燃料从燃料组件28传送到各个燃烧室26，在燃烧室26中与空气混合，然后在燃烧室部分16中点燃。生成的燃烧气体传送到涡轮部分18，气流的热能会在涡轮部分18中转化为机械转动能。废气排出涡轮部分18，然后经由排气部分20流入周围大气中。
图2为可用于燃气涡轮发动机系统10(如图1所示)的转子组件22的示例性实施例放大透视图。图3为可用于燃气涡轮发动机系统10的涡轮机轮叶32的示例性实施例放大透视图。图4为包括翼片成形工具33的涡轮机轮叶32的放大透视图。图5为沿着图4所示线5-5截得的涡轮机轮叶32的截面图。在示例性实施例中，涡轮部分18包括多个级34，每个级包括一排涡轮机轮叶32和固定的一排定子轮叶36。涡轮机轮叶32各自从转子盘38径向向外延伸。每个转子盘38连接到驱动轴24，并围绕驱动轴24所界定的中线轴40旋转。涡轮机壳体42围绕转子组件22和定子轮叶36周向延伸。定子轮叶36各自连接到壳体42，并从壳体42朝着驱动轴24径向向内延伸。
在示例性实施例中，每个转子盘38都是环形的，且包括可大体上轴向穿过的中心孔44。具体而言，盘体46从中心孔44径向向外延伸，且大体上垂直朝向中线轴40。中心孔44的大小可允许驱动轴24穿过。盘体46在径向内缘48和径向外缘50之间径向延伸，并从上游表面52轴向延伸到相对的下游表面54。上游表面52和下游表面54各自在内缘48和外缘50之间延伸。支撑臂56在各个相邻的转子盘38之间延伸，从而形成转子组件22。
每个涡轮机轮叶32连接到盘外缘50，并周向间隔分布在转子盘38周围。相邻的转子盘38朝向一定方向定向，这样周向间隔分布的涡轮机轮叶32的每一排60之间就会形成间隙58。间隙58的大小可调整为可收纳一排62定子轮叶36，定子轮叶36周向间隔分布在驱动轴24周围。定子轮叶36朝向一定方向定向，以便将燃烧气体向下游传送至涡轮机轮叶32。燃烧气体通路64形成于涡轮机壳体42和各个转子盘38之间。涡轮机轮叶32的每一排60和定子轮叶36的每一排62至少部分延伸并通过燃烧气体通路64。
在示例性实施例中，各个涡轮机轮叶32从盘体46径向向外延伸。每个涡轮机轮叶32包括翼片66，所述翼片66包括翼片部分68、柄70和鸠尾榫72。柄70在翼片部分68和鸠尾榫72之间延伸，因此各个翼片部分68从柄70径向向外延伸至涡轮机壳体42。柄70从翼片部分68径向向内延伸至鸠尾榫72。鸠尾榫72从柄70径向向内延伸，使得涡轮机轮叶32紧紧连接到转子盘38。
翼片66在叶根88和叶尖90之间径向延伸，两端之间形成了径向长度92。叶根88包括鸠尾榫72。翼片66从叶根88径向向外延伸至涡轮机壳体42，因而叶尖90邻近涡轮机壳体42，因此在叶尖90和壳体42之间形成叶尖流体流路94(如图2所示)。叶尖流体流路94在叶尖90和涡轮机壳体42之间传送至少一部分燃烧气体。翼片66还包括压力侧96和相对的吸入侧98。各侧96和98大体上在前缘100和相对的后缘102之间轴向延伸。此外，在示例性实施例中，压力侧96包括通常为凹下的部分，而吸入侧98包括通常为凸起的部分。
在示例性实施例中，翼片66由陶瓷基复合材料(CMC)制成。翼片66包括内壁104和外壁106。外壁106包括在叶根88和叶尖90之间延伸的第一CMC基底107，以及内表面108和外表面110。内表面108界定了介于叶根88和叶尖90之间的腔112。此外，内表面108在叶根88处形成开口114，在叶尖90处形成开口116，因此腔112在叶根开口114和叶尖开口116之间延伸。在示例性实施例中，外壁106的延伸距离为从叶根88至叶尖90的第一距离d1。内壁104位于腔112内且包括外表面128，所述外表面128邻近壁内表面108。在示例性实施例中，外壁106包括第一侧壁120和第二侧壁122，两个侧壁连接在一起形成了外壁106。在一项实施例中，第一侧壁120沿着前缘100和后缘102连接到第二侧壁122。此外，第一侧壁120处形成有吸入侧98，而第二侧壁122处形成有压力侧96。
在示例性实施例中，内壁104包括在径向内表面126和径向外表面128之间延伸的第二CMC基底材料124。径向内表面126邻近叶根88。内壁104的延伸距离为从叶根88至叶尖90的第二距离d2，第二距离d2与外壁106的第一距离d1不同。在示例性实施例中，第一距离d1比第二距离d2要长，因而在叶尖90上形成叶尖凹槽130。叶尖凹槽130由径向外表面128、内表面108和叶尖开口116形成，且形状和大小经调整为有利于减少通过叶尖90和穿过叶尖流体流路94的空气流。在一项实施例中，叶尖凹槽130为翼形。或者，叶尖凹槽130的形状可以是让涡轮机轮叶32如本说明书中所述那样运行的任意合适形状。在示例性实施例中，外表面110分别在压力侧96和吸入侧98上延伸。内壁104在压力侧96和吸入侧98上延伸，并且从前缘100延伸至后缘102，使得径向外表面128在腔112内一直延伸到叶尖凹槽130上。
壁104和106各由多个CMC板132形成。在一项实施例中，外壁106包括多个第一CMC板134，所述第一CMC板134连接在一起、并具有在前缘100和后缘102之间延伸的宽度136。此外，外壁106的厚度138界定在内表面108和外表面110之间。在示例性实施例中，内壁104包括多个不同于第一CMC板134的第二CMC板140。第二CMC板140连接在一起形成内壁104，内壁104的厚度142界定在压力侧96和吸入侧98之间，且宽度143界定在前缘100和后缘102之间。在示例性实施例中，内壁厚度142大于外壁厚度138。或者，内壁厚度142可小于或约等于外壁厚度138。
图6为涡轮机轮叶的替代性实施例的截面图。在一项替代性实施例中，涡轮机轮叶32包括多个位于腔112内的内壁104，因此涡轮机轮叶形成有一个或多个内腔144。涡轮机轮叶32包括第一内壁146和至少一个第二内壁148。第一内壁146的长度150在径向内表面152和径向外表面154之间延伸，且相对于外壁106确定位置，以使内表面152处形成叶根88。第一内壁146从叶根88向翼片部分68延伸，因此第一内壁146延伸过鸠尾榫71、柄70和至少一部分翼片部分68。第二内壁148的长度156从径向内表面158延伸至径向外表面160，且相对于外壁106确定位置，以使外表面160处形成叶尖凹槽130。在示例性实施例中，第一内壁长度150长于第二内壁长度156。或者，第一内壁长度150可以短于或约等于第二内壁长度156。
第一内壁146相对于第二内壁148确定位置，以使内腔144形成于内表面158和外表面154之间。内腔144的长度162在内表面158和外表面154之间延伸。在一项实施例中，内腔长度162长于第一内壁长度150和第二内壁长度156。或者，内腔长度162可能短于或约等于第一内壁长度150和/或第二内壁长度156。内腔144有利于减少涡轮机轮叶的整体重量。在一项实施例中，翼片66包括多个位于内腔144内、且连接在第一侧壁120和第二侧壁122之间、和/或第一内壁146和第二内壁148之间的支撑结构(未图示)，以帮助增强翼片66的结构完整性。
参考图1至图3，在运行过程中压缩机部分14(如图1所示)压缩空气，并将压缩后的空气送入燃烧室部分16(如图1所示)，然后输送至涡轮部分18。从压缩机部分14排出的大部分空气被传送至燃烧室部分16。具体而言，增压后压缩的空气被传送到燃烧室26(如图1所示)，在燃烧室26中与空气混合，然后点燃生成高温的燃烧气体163。燃烧气体163传送至燃烧气体通路64，在通路中冲击涡轮机轮叶32和定子轮叶36，从而将旋转力施加到转子组件22。至少一部分燃烧气体163被导入叶尖流体流路94，并在叶尖90和涡轮机壳体42之间传送。当燃烧气体163流经叶尖流体流路94时，叶尖凹槽130会帮助减少流过叶尖流体流路94的燃烧气体163。具体而言，叶尖凹槽130内形成的涡旋增加了叶尖凹槽130和叶尖流体流路94内的空气压强。叶尖凹槽130内空气压强增加后，可随之减少通过叶尖流体流路94的不期望的燃烧气体163。
图7为说明制造涡轮机轮叶32的示例性方法200的流程图。在示例性实施例中，方法200包括形成(202)外壁106，所述外壁106中具有腔112，且延伸距离为从叶根88到叶尖90的第一距离d1。多个第一CMC板132连接(204)到一起形成外壁106。内壁104形成(206)于腔112中，且延伸距离为从叶根88到叶尖90的、不同于第一距离d1的第二距离d2。多个第二CMC板140连接(208)到一起形成内壁104。叶尖凹槽成形工具164至少部分位于腔112内，并插入叶尖开口116，从而在叶尖90处形成(210)叶尖凹槽130。涡轮机轮叶32在预定时期会以预定温度接受热处理和固化(212)，从而使外壁104和106满足所需的孔隙度、硬度和形状。在对涡轮机轮叶32进行热处理和固化(212)后，移走叶尖凹槽成形工具164。
图8为说明制造涡轮机轮叶32的替代性方法300的流程图。在示例性实施例中，方法300包括将第一CMC板132沉积(302)到(depositing across)翼片成形工具33的外表面166，以形成第一侧壁120。CMC板132分多层沉积，以形成第一侧壁120，使第一侧壁120的延伸距离为介于叶根88和叶尖90之间的第一距离d1。叶尖凹槽成形工具164定位(304)在邻近叶尖90的位置，从而帮助形成叶尖凹槽130。第二CMC板140沉积(306)到(depositing across)叶根88和叶尖90之间的第一侧壁120的内表面108上，以形成内壁104。第二CMC板140分多层沉积，以形成内壁104，所述内壁104的延伸距离为从叶根88开始的、短于第一距离d1的第二距离d2。第一CMC板132沉积(308)到(depositing across)内壁104上，以形成第二侧壁122，并包围腔112内的内壁104。CMC板132分多层沉积，以形成第二侧壁122，所述第二侧壁122的延伸距离为叶根88和叶尖90之间的第一距离d1。一部分第二侧壁层与第一侧壁122重叠，以形成外壁104，并包围腔112内的内壁106。采用(310)高温热处理和固化过程，以将内壁104以及第一侧壁120和第二侧壁122固化到涡轮机轮叶32上。相关的热处理温度和时长可根据参数的不同而有所不同，这些参数可包括但不限于：CMC板数量以及内壁104和外壁106的厚度。完成高温热处理后从叶尖凹槽130和涡轮机轮叶32移走叶尖凹槽成形工具164。
在一项替代性实施例中，方法300包括以可拆除的方式在一部分第一侧壁120上放置内部成形工具(未图示)，以帮助形成一个或多个内腔144。第一套CMC板分多层沉积到(depositing across)第一侧壁120的、介于叶根88与内部成形工具之间的第一部分内表面108上，以形成从叶根88延伸到内部成形工具的第一内壁146。第二套CMC板沉积到(depositing across)介于内部成形工具与叶尖凹槽成形工具164之间的第二部分内表面108上，以形成从内部成形工具延伸到叶尖凹槽成形工具164的第二内壁148。第三套CMC板沉积到(depositing across)第一内壁146和第二内壁148、内部核心成形工具以及叶尖凹槽成形工具164上，以形成第二侧壁122，并包围腔112内的内壁146和148。在一项实施例中，内部核心成形工具可包括熔化温度低于CMC板固化温度的材料，以帮助在固化过程中移除内部核心成形工具。或者，内部核心成形工具可包括伸缩式芯轴，所述伸缩式芯轴经配置成可通过内壁146与148和/或外侧壁120与122中所形成的槽(未图示)移走。在一项替代性实施例中，内部核心成形工具包括连接在第一侧壁120和第二侧壁122之间、和/或第一内壁146和第二内壁148之间的多个支撑结构，以帮助加强涡轮机轮叶32的结构完整性。
上述涡轮机轮叶通过减少涡轮机轮叶和涡轮机壳体之间流动的燃烧气体，解决了前述已知固体叶尖涡轮机轮叶的至少一些缺陷。已知的燃气涡轮发动机包括镍基燃气涡轮机叶片，需要使用冷却流体来减少叶片运作温度，以承受燃烧气体的运作温度。陶瓷基复合材料(Ceramic Matrix Composite，CMC)叶片比镍基叶片更耐高温，可减少对冷却流体的需求。CMC叶片比镍基叶片更易受到影响，因此需要增加壳体和叶片间的叶尖间隙以避免CMC叶片和涡轮机壳体之间的摩擦活动。加大壳体和CMC叶片间的叶尖间隙导致CMC叶片尖端产生叶尖泄露损失。本发明通过提供包括叶尖凹槽的涡轮机轮叶在叶尖凹槽内形成涡旋，以此增加涡轮机轮叶和涡轮机壳体之间的空气压强。空气压强增加有助于减少在涡轮机轮叶和涡轮机壳体之间流动的燃烧气体。通过叶尖凹槽流动的燃烧气体减少后，涡轮机轮叶和涡轮机壳体之间的叶尖间隙损失以及主流通路内生成的第二流动损失便随之减少，从而减少了气体能量的损失，并增加了涡轮发动机的运作效率。此外，叶尖摩擦活动减少，也有助于CMC叶片的安全运作。添加叶尖凹槽可以加大运作间隙，减少CMC叶片与壳体发生摩擦的可能性，同时借助叶尖凹槽的几何结构将间隙泄露的相关损失维持在可以接受的范围内。
用于涡轮发动机的涡轮机轮叶的示例性实施例及其组装方法在本说明书中作了详细描述。所述方法和装置并不限于本说明书描述的具体实施例，系统的部件和/或方法的步骤可独立于本说明书所描述的其他部件和/或步骤单独使用。例如，所述方法和装置也可与其他燃烧系统和方法结合使用，且并不限于仅使用本说明书所描述的燃气涡轮发动机组件进行实践。同时，示例性实施例可与许多其他燃烧系统应用结合实施和使用。
尽管本发明的多种实施例的具体特征可能在某些附图中进行了显示，但并未在其他附图中显示，这仅仅是出于方便的考量。此外，对“一项实施例”的引用并不代表不存在同样包括所述特征的其他实施例。根据本发明的原则，附图中的任何特征可结合其他任何附图中的任何特征来进行参照和/或提出权利主张。
本说明书使用了各种实例来揭示本发明，包括最佳模式，同时也让所属领域的任何技术人员能够实践本发明，包括制造并使用任何装置或系统、并实施所涵盖的任何方法。本发明的保护范围由权利要求书界定，并可包括所属领域的一般技术人员想出的其他实例。如果其他此类实例的结构要素与权利要求书的字面意义相同，或如果此类实例包括的等效结构要素与权利要求书的字面意义无实质差别，则此类实例也属于权利要求书的范围。

Claims (10)

1.一种用于涡轮发动机的涡轮机轮叶(32)，所述涡轮机轮叶包括：
在叶根(88)和叶尖(90)之间延伸的翼片(66)，所述翼片包括：
界定从所述叶根延伸到所述叶尖的腔(112)的外壁(106)，所述外壁包括从所述叶根到所述叶尖延伸第一距离的第一陶瓷基复合材料(CMC)基底(107)；以及
位于所述腔内的内壁(104)，所述内壁包括从所述叶根到所述叶尖延伸第二距离的第二CMC基底(124)，其中所述第二距离不同于所述第一距离。
2.根据权利要求1所述的涡轮机轮叶(32)，其特征在于，所述第一距离大于所述第二距离，因此在叶尖形成了叶尖腔(112)，从而有利于减少流过所述叶尖(90)的空气量。
3.根据权利要求2所述的涡轮机轮叶(32)，其特征在于，所述内壁(104)包括位于第二距离处的外表面(110)，所述外壁包括内表面(108)，所述叶尖腔(112)设于所述内表面和所述外表面之间。
4.根据权利要求3所述的涡轮机轮叶(32)，其特征在于，所述外壁(106)包括压力侧(96)和相对的吸入侧(98)，所述压力侧和所述吸入侧在前缘(100)和后缘(102)之间延伸，所述内壁(104)的所述外表面在所述压力侧和所述吸入侧之间连续延伸。
5.根据权利要求4所述的涡轮机轮叶(32)，其特征在于，所述外壁(106)的所述内表面(108)界定大体上呈翼形的所述叶尖腔(112)。
6.根据权利要求3所述的涡轮机轮叶(32)，其特征在于，所述内壁(104)包括界定内腔(112)的内表面(108)，所述内腔(112)在所述内表面和所述叶根(88)之间延伸。
7.根据权利要求1所述的涡轮机轮叶(32)，其特征在于，所述外壁(106)包括多个第一陶瓷基复合材料板(134)，所述内壁(104)包括多个不同于所述第一陶瓷基复合材料板的第二陶瓷基复合材料板(140)。
8.根据权利要求1所述的涡轮机轮叶(32)，其特征在于，所述叶根(88)包括鸠尾榫部分。
9.一种涡轮发动机系统(10)，其包括：
压缩机；
涡轮机，其以流连通方式连接到所述压缩机以获取至少部分从所述压缩机排出的空气；
以可旋转方式连接到所述涡轮机的转子轴，所述转子轴界定中线轴(40)；以及
连接到所述转子轴的多个周向间隔分布的涡轮机轮叶(32)，所述多个涡轮机轮叶中的每一个轮叶包括：
在叶根(88)和叶尖(90)之间延伸的翼片(66)，所述翼片包括：
界定从所述叶根延伸到所述叶尖的腔(112)的外壁(106)，所述外壁包括从所述叶根到所述叶尖延伸第一距离的第一陶瓷基复合材料(CMC)基底(107)；以及
位于所述腔内的内壁(104)，所述内壁包括从所述叶根到所述叶尖延伸第二距离的第二CMC基底(124)，其中所述第二距离不同于所述第一距离。
10.根据权利要求9所述的涡轮发动机系统(10)，其特征在于，所述第一距离大于所述第二距离，因此在叶尖形成了叶尖腔(112)，从而有利于减少流过所述叶尖(90)的空气量。
CN201210014113.8A 2011-03-07 2012-01-06 涡轮发动机系统及用于燃气涡轮发动机的涡轮机轮叶 Active CN102678187B (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US13/042034 2011-03-07
US13/042,034 US8740571B2 (en) 2011-03-07 2011-03-07 Turbine bucket for use in gas turbine engines and methods for fabricating the same

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN102678187A true CN102678187A (zh) 2012-09-19
CN102678187B CN102678187B (zh) 2015-08-19

Family

ID=45422049

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201210014113.8A Active CN102678187B (zh) 2011-03-07 2012-01-06 涡轮发动机系统及用于燃气涡轮发动机的涡轮机轮叶

Country Status (3)

Country Link
US (1) US8740571B2 (zh)
EP (1) EP2497905B1 (zh)
CN (1) CN102678187B (zh)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104819013A (zh) * 2014-01-31 2015-08-05 阿尔斯通技术有限公司 用于高温应用的复合涡轮叶片
CN105899761A (zh) * 2014-01-17 2016-08-24 通用电气公司 带有张开部的陶瓷基复合材料涡轮叶片凹槽状叶顶及其方法
CN105937410A (zh) * 2015-03-04 2016-09-14 通用电气公司 涡轮转子叶片

Families Citing this family (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9689265B2 (en) * 2012-04-09 2017-06-27 General Electric Company Thin-walled reinforcement lattice structure for hollow CMC buckets
JP6382216B2 (ja) * 2012-12-17 2018-08-29 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ 堅牢なタービンブレード
US10376998B2 (en) * 2014-07-03 2019-08-13 United Technologies Corporation Methods and tools for use in repairing gas engine turbine blades
US10273813B2 (en) 2015-10-29 2019-04-30 General Electric Company Ceramic matrix composite component and process of producing a ceramic matrix composite component
US10329927B2 (en) 2016-08-15 2019-06-25 General Electric Company Hollow ceramic matrix composite article, mandrel for forming hollow ceramic matrix composite article, and method for forming hollow ceramic matrix composite article
US10358922B2 (en) 2016-11-10 2019-07-23 Rolls-Royce Corporation Turbine wheel with circumferentially-installed inter-blade heat shields
US11542820B2 (en) * 2017-12-06 2023-01-03 General Electric Company Turbomachinery blade and method of fabricating
US11530614B2 (en) * 2021-02-19 2022-12-20 Raytheon Technologies Corporation Vane arc segment formed of fiber-reinforced composite

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6648597B1 (en) * 2002-05-31 2003-11-18 Siemens Westinghouse Power Corporation Ceramic matrix composite turbine vane
EP1555391A2 (en) * 2004-01-15 2005-07-20 General Electric Company Hybrid ceramic matrix composite turbine blade
US20060140771A1 (en) * 2004-12-29 2006-06-29 General Electric Company Ceramic composite with integrated compliance/wear layer
CN101153544A (zh) * 2006-09-25 2008-04-02 通用电气公司 陶瓷基质复合物叶片绝热器和使用方法
US7549840B2 (en) * 2005-06-17 2009-06-23 General Electric Company Through thickness reinforcement of SiC/SiC CMC's through in-situ matrix plugs manufactured using fugitive fibers
US20100028594A1 (en) * 2008-07-31 2010-02-04 Nicholas Joseph Kray Method and system for manufacturing a blade
US20100166565A1 (en) * 2008-12-31 2010-07-01 Uskert Richard C Turbine vane for gas turbine engine
US20100189556A1 (en) * 2009-01-28 2010-07-29 United Technologies Corporation Segmented ceramic matrix composite turbine airfoil component

Family Cites Families (30)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2234130B1 (zh) * 1973-05-14 1976-04-30 Kamov Nikolai
US4111606A (en) * 1976-12-27 1978-09-05 United Technologies Corporation Composite rotor blade
DE2834843A1 (de) * 1978-08-09 1980-06-26 Motoren Turbinen Union Zusammengesetzte keramik-gasturbinenschaufel
US4583274A (en) * 1982-03-01 1986-04-22 Trw Inc. Method of making an airfoil
CH670406A5 (zh) 1987-03-19 1989-06-15 Bbc Brown Boveri & Cie
US4884820A (en) 1987-05-19 1989-12-05 Union Carbide Corporation Wear resistant, abrasive laser-engraved ceramic or metallic carbide surfaces for rotary labyrinth seal members
US5059095A (en) 1989-10-30 1991-10-22 The Perkin-Elmer Corporation Turbine rotor blade tip coated with alumina-zirconia ceramic
US5660523A (en) 1992-02-03 1997-08-26 General Electric Company Turbine blade squealer tip peripheral end wall with cooling passage arrangement
GB2270310B (en) * 1992-09-02 1995-11-08 Rolls Royce Plc A method of manufacturing a hollow silicon carbide fibre reinforced silicon carbide matrix component
US5932356A (en) 1996-03-21 1999-08-03 United Technologies Corporation Abrasive/abradable gas path seal system
US6224337B1 (en) 1999-09-17 2001-05-01 General Electric Company Thermal barrier coated squealer tip cavity
US6468040B1 (en) 2000-07-24 2002-10-22 General Electric Company Environmentally resistant squealer tips and method for making
US6648596B1 (en) 2000-11-08 2003-11-18 General Electric Company Turbine blade or turbine vane made of a ceramic foam joined to a metallic nonfoam, and preparation thereof
US6746755B2 (en) * 2001-09-24 2004-06-08 Siemens Westinghouse Power Corporation Ceramic matrix composite structure having integral cooling passages and method of manufacture
US6634860B2 (en) * 2001-12-20 2003-10-21 General Electric Company Foil formed structure for turbine airfoil tip
US6709230B2 (en) * 2002-05-31 2004-03-23 Siemens Westinghouse Power Corporation Ceramic matrix composite gas turbine vane
US6887528B2 (en) * 2002-12-17 2005-05-03 General Electric Company High temperature abradable coatings
US6991430B2 (en) 2003-04-07 2006-01-31 General Electric Company Turbine blade with recessed squealer tip and shelf
US7306826B2 (en) 2004-02-23 2007-12-11 General Electric Company Use of biased fabric to improve properties of SiC/SiC ceramic composites for turbine engine components
US7255535B2 (en) * 2004-12-02 2007-08-14 Albrecht Harry A Cooling systems for stacked laminate CMC vane
US7247002B2 (en) * 2004-12-02 2007-07-24 Siemens Power Generation, Inc. Lamellate CMC structure with interlock to metallic support structure
US7836593B2 (en) 2005-03-17 2010-11-23 Siemens Energy, Inc. Cold spray method for producing gas turbine blade tip
US7393182B2 (en) 2005-05-05 2008-07-01 Florida Turbine Technologies, Inc. Composite tip shroud ring
US7419363B2 (en) 2005-05-13 2008-09-02 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with ceramic tip
US7510379B2 (en) 2005-12-22 2009-03-31 General Electric Company Composite blading member and method for making
DE102006049818A1 (de) * 2006-10-18 2008-04-24 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Fanschaufel aus Textilverbundwerkstoff
US7645123B1 (en) 2006-11-16 2010-01-12 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with TBC removed from blade tip region
FR2939130B1 (fr) * 2008-11-28 2011-09-16 Snecma Propulsion Solide Procede de fabrication de piece de forme de forme complexe en materiau composite.
US8714932B2 (en) * 2008-12-31 2014-05-06 General Electric Company Ceramic matrix composite blade having integral platform structures and methods of fabrication
US8247062B2 (en) * 2009-05-12 2012-08-21 Siemens Energy, Inc. Methodology and tooling arrangements for increasing interlaminar shear strength in a ceramic matrix composite structure

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6648597B1 (en) * 2002-05-31 2003-11-18 Siemens Westinghouse Power Corporation Ceramic matrix composite turbine vane
EP1555391A2 (en) * 2004-01-15 2005-07-20 General Electric Company Hybrid ceramic matrix composite turbine blade
US20060140771A1 (en) * 2004-12-29 2006-06-29 General Electric Company Ceramic composite with integrated compliance/wear layer
US7549840B2 (en) * 2005-06-17 2009-06-23 General Electric Company Through thickness reinforcement of SiC/SiC CMC's through in-situ matrix plugs manufactured using fugitive fibers
CN101153544A (zh) * 2006-09-25 2008-04-02 通用电气公司 陶瓷基质复合物叶片绝热器和使用方法
US20100028594A1 (en) * 2008-07-31 2010-02-04 Nicholas Joseph Kray Method and system for manufacturing a blade
US20100166565A1 (en) * 2008-12-31 2010-07-01 Uskert Richard C Turbine vane for gas turbine engine
US20100189556A1 (en) * 2009-01-28 2010-07-29 United Technologies Corporation Segmented ceramic matrix composite turbine airfoil component

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105899761A (zh) * 2014-01-17 2016-08-24 通用电气公司 带有张开部的陶瓷基复合材料涡轮叶片凹槽状叶顶及其方法
CN104819013A (zh) * 2014-01-31 2015-08-05 阿尔斯通技术有限公司 用于高温应用的复合涡轮叶片
CN105937410A (zh) * 2015-03-04 2016-09-14 通用电气公司 涡轮转子叶片
CN105937410B (zh) * 2015-03-04 2020-09-11 通用电气公司 涡轮转子叶片

Also Published As

Publication number Publication date
EP2497905A3 (en) 2018-01-03
US20130108438A1 (en) 2013-05-02
CN102678187B (zh) 2015-08-19
EP2497905A2 (en) 2012-09-12
US8740571B2 (en) 2014-06-03
EP2497905B1 (en) 2019-10-09

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN102678187B (zh) 涡轮发动机系统及用于燃气涡轮发动机的涡轮机轮叶
EP2935794B1 (en) Airfoil member and composite platform having contoured endwall
EP2586990B1 (en) Integrated case and stator
US8920127B2 (en) Turbine rotor non-metallic blade attachment
EP1890008B1 (en) Rotor blade
EP2607627B1 (en) Fan blade with composite core and wavy wall trailing edge cladding
US7874794B2 (en) Blade row for a rotary machine and method of fabricating same
EP2971557B1 (en) Composite retention feature
US9506356B2 (en) Composite retention feature
CN107084000A (zh) 涡轮机流动路径表面的凸肋
EP2728125A1 (en) Method of forming a ceramic matrix composite component and corresponding ceramic matrix composite gas turbine engine component
CN110439626B (zh) 用于叉指转子的复合翼型组件
GB2451568A (en) Seal tooth arrangement for gas turbine engine rotor blade tip shroud
US20120195742A1 (en) Turbine bucket for use in gas turbine engines and methods for fabricating the same
US20200080425A1 (en) CMC Component Cooling Cavities
US10677075B2 (en) Composite airfoil assembly for an interdigitated rotor
JP6873670B2 (ja) タービンシュラウドを冷却するためのシステム及びガスタービンエンジン
EP3663022A1 (en) A method of manufacturing a planet carrier of a gearbox
EP2472064A2 (en) Airfoil for gas turbine engine
CN109281712A (zh) 用于涡轮发动机翼型件的护罩
CN110863865B (zh) 涡轮叶片末梢围带
US11040915B2 (en) Method of forming CMC component cooling cavities
CN112554959A (zh) 失谐涡轮叶片尖端护罩
US9850761B2 (en) Bell mouth inlet for turbine blade

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: 20231227

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