CN102852561A - 涡轮叶片 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及涡轮叶片。更具体而言，本发明涉及用于涡轮的转子的叶片(1)，该叶片包括翼型件(2)和在翼型件(2)的内端处的平台(3)，其中平台(3)包括与翼型件(2)相邻的顶板(12)和在顶板(12)下方的柄部(13)。当叶片(1)的下游壁(20)和/或上游壁(19)设有沿轴向贯穿所述壁(19,20)中的一个的至少一个凹部(21)时，可以实现叶片(1)的改善的机械性质。本发明还涉及包括这样的叶片(1)的转子以及还涉及包括这样的叶片(1)的涡轮。

Description

涡轮叶片
技术领域
本发明涉及用于涡轮的转子，特别是燃气涡轮的转子的叶片。本发明还涉及转子以及包括至少一个这样的叶片的涡轮。
背景技术
涡轮将流体的膨胀能转化为转子的旋转，这种旋转能可被进一步利用。转子包括以径向方式连接到转子的轴的叶片。所述连接通常借助于叶片的固定部实现，其中固定部被布置在叶片的平台的柄部下方，其中术语“下方”相对于轴的径向而限定。驱动流体，特别是膨胀气体因此使叶片移动，从而导致轴的旋转。叶片包括翼型件，翼型件在翼型件的内端处连接到平台的顶板，其中顶板被布置在柄部的上方，并且内端相对于与轴有关的径向而限定。此外，为了减少驱动流体和因此的膨胀气体的泄漏，叶片包括在翼型件的外端处的围带。所述围带还可包括翅片，其中翅片与涡轮的对面配对物配合以减少所述泄漏。
叶片，特别是翼型件具有与对应转子的某些旋转频率重叠的共振频率，从而导致不期望和破坏性的振动，特别地在叶片包括布置在翼型件的外侧处的围带时。
发明内容
本发明解决了为所述类型的叶片提供改进或至少备选的实施例的问题，该实施例特别地通过改善的机械性质来表征。
根据本发明，该问题由独立权利要求解决。根据本发明的叶片的优选实施例可见于从属权利要求中。
本发明基于以下一般思想：为叶片的平台的上游壁和/或下游壁提供至少一个凹部，该凹部设置在所述壁中的至少一个中且特别地轴向贯穿所述壁中的至少一个，其中所述壁从平台的顶板朝平台的固定部径向延伸，顶板在翼型件的内端处支撑叶片的翼型件，固定部布置在平台的柄部的下方，从而至少部分地覆盖柄部或沿柄部的上游侧或柄部的下游侧延伸并且沿周向和远离柄部伸出。因此，轴向贯穿壁不一定需要凹部的显著轴向延伸。这仅仅意味着凹部从与柄部轴向相对的壁的一侧延伸至轴向面向柄部的壁的一侧。而且，壁可以被凹部部分地或完全地贯穿。此外，凹部具有面向与其中设置凹部的相应壁的伸出方向相同的方向的开口侧。另外，叶片包括布置在翼型件外端处的围带，其中围带通常用来减少包括具有所述叶片的转子的涡轮的驱动流体的泄漏。转子还包括旋转轴，该旋转轴限定沿轴的轴向以及径向和周向。因此，这里给定的方向和位置是指所述方向。例如，术语“下方”和“顶部”相对于径向而给出。因此，在柄部下方的固定部的布置意味着：当叶片连接到所述轴时，固定部比柄部沿径向更靠近轴，并且平台的顶板更远离轴。类似地，翼型件的内端是比外端更靠近轴的端。术语“下游”和“上游”是相对于涡轮的驱动流体的流动方向而言，其中流动方向大致平行于轴的轴向延伸。因此，分别地，上游侧是面向流动方向的一侧，并且下游侧是相对侧。相同的定义适用于上游壁和下游壁。平台的柄部还包括沿周向的前侧和后侧。因此，下游壁远离柄部的前侧和/或后侧伸出。也就是说，下游壁可以沿柄部的前侧和下游侧延伸，或者下游壁可以沿柄部的前侧和后侧在下游侧上延伸。因此，下游侧可具有沿前侧和后侧不同或类似的尺寸，即，例如，在下游壁沿柄部的整个前侧在下游侧上延伸的同时，其可以在柄部的后侧的一部分上在下游侧上延伸。类似于下游壁，上游壁远离柄部的前侧和/或后侧伸出，但被布置在柄部的上游侧上。
如上所述，叶片特别地翼型件包括与对应转子的某些旋转频率重叠的共振频率，从而导致不期望和破坏性的振动。本发明由此利用以下知识：为叶片提供所述类型的至少一个凹部特别地避免叶片的不期望的共振频率，并且因此防止或至少减少共振效应或振动，这导致叶片的改善的机械性质并且特别地导致更长的耐用年限。
根据本发明的一般思想，在优选实施例中，下游壁包括凹部。凹部因此贯穿下游壁，并且优选地被布置在柄部的前侧上。然而，凹部也可以被布置在柄部的后侧上，其中，凹部的开口分别远离柄部的前侧或后侧且因此沿与下游壁相同的方向伸出。
根据又一实施例，上游壁包括凹部。类似于下游壁的凹部，该凹部优选地被布置在柄部的前侧上，并且其开口因此远离前侧伸出。然而，该凹部也可以在柄部的后侧上伸出，其中其开口在后一种情况中远离后侧伸出。
根据另一实施例，叶片包括若干凹部。这些凹部可因此被布置在上游壁和/或下游壁内。这些凹部还可被布置在具有相应开口的对应伸出的柄部的前侧和/或后侧上。单个凹部还可具有不同大小和形状或类似大小和形状。凹部也可被相同地成形和/或具有相同大小。
如上所述，凹部可具有任意形状和大小，其中凹部的形状和大小特别地分别受对应的下游壁和上游壁的形状和大小的约束。上游壁和下游壁也具有任意形状和大小，这在构造叶片时为凹部产生大量可能性。下游壁和上游壁因此通常具有不同大小和形状。然而，凹部的优选形状为类似柱形的形状，该形状特别地允许简单的构造和/或组装。
根据一个优选实施例，柄部的前侧包括弯曲形状。因此，前侧特别地为凹形形状。也就是说，特别地，如果叶片与转子组装在一起，则当从周向相邻叶片的后侧观察时，前侧包括凹形形状。此外或备选地，柄部的后侧被构造成曲线的。也就是说，特别地，后侧包括凸形形状。在柄部的凹形形状前侧和凸形形状后侧的情况中，可以限定与柄部的前侧和后侧相切的具有直径C的圆。所述圆因此优选地位于沿周向且垂直于径向的平面上。
应当理解，凹部的尺寸对于实现叶片的所需性质起重要作用，特别是关于共振效应的限制的性质。因此，凹部的宽度B可定义为沿径向且在凹部外端处的尺寸，其中凹部的外端离柄部周向最远。此外，凹部的长度A被定义为轴向尺寸，即沿轴向的延伸。对于具有从大致轴向的方向偏离的凹部，可以给出长度A的对应定义。在壁的大小变化和/或形状变化的情况中，凹部的长度A因此且特别地取决于下游壁和上游壁或相应的壁部段的形状和大小。类似地，凹部的深度D被定义为其沿周向的尺寸。
根据又一实施例，凹部的深度D沿轴向减小或增加。也就是说，深度D沿轴向特别地以线性方式变化。深度D因此从凹部的上游侧朝凹部的下游侧增加或反之亦然。这导致凹部的最小深度和最大深度以及作为它们的差值的深度差E。
在另一优选实施例中，凹部中的至少一个实现下列比率中的全部或至少一个：
-           凹部的长度A在0与(1.5×C)之间，
-           凹部的宽度B在0与(0.7×C)之间，
-           深度差E在0与(0.45×C)之间。
这些比率范围因此增强凹部的共振阻尼性质，该性质取决于柄部的尺寸，特别地由布置在柄部的前侧和后侧之间的圆的直径C给定。此外，这些比率反映了凹部尺寸对翼型件的依赖性，其中翼型件优选地包括在100 mm和772 mm之间的径向长度。也就是说，在翼型件的内端和其外端之间的径向距离优选地在100 mm和772 mm之间。然而，翼型件的径向长度的此范围不是对于由凹部实现的所需性质必须遵循的。
根据另一实施例，平台包括优选地在下游壁和/或上游壁内特别地适于接纳至少一个密封板的至少一个凹槽，其中密封板特别地确保在叶片和相邻静叶和/或相邻叶片之间的密封。相比凹部，所述凹槽优选地沿周向贯穿整个下游壁或上游壁。凹槽因此优选地被布置在相同壁内的凹部上方。也就是说，例如，如果上游壁包括凹槽和凹部，则凹部被布置成比凹槽更靠近固定部。同样的情况也适用于若干凹槽和/或若干凹部，其中凹部优选地相对于径向被布置在一个或多个凹槽下方。
根据一个优选实施例，下游壁包括在前侧上的凹部，即，凹部的开口侧面向与柄部的前侧相同的方向。此外，凹槽相对于径向被布置在凹部上方。所述凹部优选地包括深度差E，该深度差归因于从凹部的下游端朝其上游端增加的深度。凹部还被布置在与平台的固定部相邻的下游壁区域上，其中凹部优选地伸入固定部中。
根据又一优选实施例，叶片包括被布置在翼型件的外端处的围带。围带包括任何形态。优选地，围带在翼型件的整个轴向范围内延伸。也就是说，在俯视图中，围带沿轴向基本上覆盖整个翼型件。 所述围带特别地用来通过与涡轮的配对物配合而改善相应涡轮的驱动气体的泄漏。此外，围带优选地包括在300 mm和1594 mm之间的重心半径或旋转中心半径。该尺寸的围带特别地确保实现上面给定的比率的一个或多个凹部的增强的效应。
为了改善围带的泄漏密封，根据一个优选实施例，围带包括至少一个翅片，其中翅片优选地沿周向延伸且沿径向伸出。也就是说，所述翅片远离翼型件伸出且沿径向延伸。在若干翅片的情况中，这些翅片优选地在轴向上间隔开。
围带包括任何数量的翅片。围带包括至少一个翅片。特别优选的实施例包括具有两个翅片的围带，这两个翅片都沿径向且远离翼型件伸出。此外，所述翅片沿周向以平行方式延伸。这些翅片还沿轴向分离，其中一翅片被布置在围带的上游边缘上，而另一翅片则被布置在围带的下游边缘上。
根据又一实施例，叶片的固定部包括杉树形态，这简化了叶片在转子内的组装。当然，叶片的固定部可包括任何其它形态。
根据本发明的又一有利实施例，特别地用于涡轮的转子包括根据本发明的至少一个叶片。所述转子特别地通过改善的机械性质来表征，特别地通过降低对共振效应的敏感性。转子因此特别地适于在0转/分(rpm)和3780 rpm之间的旋转速度，这导致对所述共振效应的增强的抑制。然而，这种限制不是转子的给定有利性质所必需的。
根据另一有益实施例，涡轮，特别是燃气涡轮分别配有根据本发明的转子和/或根据本发明的叶片。
应当理解，上述特征和下面将要提及的特征不仅在对应组合中适用，而且在其它组合以及分离时适用，而不脱离本发明的范围。
当结合附图时，根据本发明的某些优选实施例的以下描述，本发明的上述和其它目的、特征和优点将变得更加显而易见。
附图说明
参考在附图中示意性地描绘的实施例描述了本发明，并且下面将参照附图更详细地描述本发明。
在附图中：
图1示意性地示出叶片的透视图；
图2示意性地示出叶片的前视图；以及
图3示意性地示出叶片的截面。
部件列表
1  叶片
2  翼型件
3  平台
4  围带
5  描绘径向的箭头
6  描绘轴向的箭头
7  描绘周向的箭头
8  描绘流动方向的箭头
9  翅片
10  上游边缘
11  下游边缘
12  顶板
13  柄部
14  固定部
15  前侧
16  后侧
17  上游侧
18  下游侧
19  上游壁
20  下游壁
21  凹部
22  凹部的开口侧
23  凹槽
24  狭槽
25  密封板
26  接纳部
27  突出部
28  平面
29  凸起
30  圆
A  凹部的长度
B  凹部的宽度
C  圆的直径
D  凹部的深度
D最大  最大深度D
D最小  最小深度D
E  凹部的深度差
F  描绘观察方向的箭头。
具体实施方式
参照图1，叶片1包括翼型件2和在翼型件2的内端处的平台3以及在翼型件2的外端处的围带4。术语“内”和“外”是相对于由箭头5所指的其中组装有叶片1的涡轮的轴的径向而言。轴也限定由箭头6所指的轴向和由箭头7所指的周向。此外，流过涡轮的驱动流体的方向限定由箭头8所指的流动方向。因此，翼型件2的内端比翼型件2的外端更靠近轴。围带4包括至少一个翅片9。如果存在更多翅片9(在根据图1的优选实施例中，示出两个翅片9)，则每个翅片9具有类似的形状和大小，其在由箭头7给定的周向上平行延伸，并且在轴向6上分离。翅片9中的一个因此完全覆盖围带4的上游边缘10，而另一翅片9则完全覆盖围带4的下游边缘11，其中术语“上游”和“下游”相对于由箭头8给定的驱动气体的流动方向而限定。
如图1和图2中可见，翼型件2由平台3的顶板12支撑。平台3的柄部13被布置在顶板12的下方且在径向上延伸，并且在本实施例中包括杉树形态的固定部14被布置在柄部13附近和下方。柄部13包括前侧15和后侧16，其中“前”和“后”相对于箭头7所指的周向而给出。此外，柄部13包括上游侧17和下游侧18，每一个均相对于驱动流体的流动方向并因此相对于箭头8而给出。上游壁19在平台的上游侧17上从顶板12朝固定部14径向延伸。因此，上游壁19在周向7上伸出超过柄部13的前侧15和后侧16。也就是说，上游壁19在前侧15上远离前侧15且在后侧16上远离后侧16伸出。此外，上游壁19在柄部13的上游侧17上部分地覆盖柄部13的前侧15和后侧16两者。下游壁20在围带的前侧15和后侧16两者上从顶板12朝固定部14径向地延伸并彻底覆盖柄部13的下游侧18。因此，下游壁20沿径向比上游壁19延伸得更远。上游壁19和下游壁20各自包括到顶板12的弯曲过渡。此外，顶板12、上游壁19和下游壁20各自包括到柄部13的前侧15和后侧16的弯曲过渡。
凹部21在由箭头6给定的轴向上且在平台3的前侧15上延伸通过下游壁20。凹部21的开口侧22面向周向方向，并且因此面向与柄部13的前侧15相同的方向。凹部21的下侧，即更靠近固定部14的一侧，因此被布置在下游壁20的最下端。因此，凹部21被布置在固定部14附近。凹部21的上侧平行于上游壁19的下侧延伸。也就是说，凹部21的上侧和上游壁19的下侧位于一个平面内，其中该平面特别地平行于轴向延伸。在周向上延伸下游壁20的整个范围的凹槽23被布置成略高于凹部21的上端。另一类似的凹槽23被布置在柄部13的相对侧，即后一凹槽23延伸通过上游壁19且被布置成略高于下游壁19的下端。另一类似的凹槽23被布置在后一凹槽23上方。所有凹槽23因此以平行方式布置，其中凹槽23中的两个被布置在上游壁19中，并且一个凹槽23被布置在下游壁20中。狭槽24被布置在顶板12内，其中所述狭槽24在轴向上沿顶板12的前侧延伸。密封板25被布置在狭槽24内且远离前侧伸出。此外，凹部21在形状和大小上比凹槽23和狭槽24更大。
所有附图均示出叶片1的接纳部26，接纳部26布置在柄部13和固定部14的过渡区域内且在柄部13的前侧15上。所述接纳部26因此轴向居中地布置在柄部13的突出部27内。
如图2所示，凹部21的尺寸限定如下。凹部21的长度A给定为在凹部21的内端与外端之间的轴向差值。内端因此面向上游，而外端则面向下游。此外，凹部21的宽度B进一步限定为凹部21的径向尺寸和因此沿箭头5的尺寸。此外，凹部21的深度D由在周向上的凹部21的尺寸给定。
图3示出当从如图2所示的由箭头F所描绘的方向观察时穿过平面28的叶片1的截面。该截面显示，柄部13的后侧16包括布置在接纳部26的相对侧上的凸起29。接纳部26和凸起29因此特别地用来连接涡轮的转子的周向相邻的叶片1。此外，可以看到，前侧15和后侧16均具有弯曲形状。前侧15为凹形形状，而后侧16则为凸形形状。前侧15因此具有均匀的曲率，而后侧16则在到凹部21的截断区域具有增加的曲率度。接触弯曲前壁15和后壁16的圆30因此具有直径C。图3另外显示，凹部21的深度D从凹部21的外端朝凹部的内端线性地增加。也就是说，深度从与柄部13相对的凹部21的一侧朝面向柄部13的凹部21的一侧增加。这导致由深度差E给定的最大深度D最大和最小深度D最小的差值。

Claims (15)

1.一种用于特别是燃气涡轮的涡轮的转子的叶片(1)，所述叶片(1)包括翼型件(2)、在所述翼型件(2)的外端处的围带(4)和在所述翼型件(2)的内端处的平台(3)，其中
- 所述平台(3)包括与所述翼型件(2)相邻的顶板(12)，
- 所述平台(3)包括布置在所述顶板(12)下方且在径向上延伸的柄部(13)，
- 所述平台(3)包括布置在所述柄部(13)下方且在所述径向上延伸的固定部(14)，
- 所述柄部(13)包括面向所述周向的前侧(15)和后侧(16)，
- 所述柄部(13)包括面向所述轴向的上游侧(17)和下游侧(18)，
- 在所述周向上远离所述柄部(13)伸出的上游壁(19)从所述顶板(12)朝所述固定部(14)延伸且至少部分地覆盖所述柄部(13)的上游侧(17)，
- 在所述周向上远离所述柄部(13)伸出的下游壁(20)从所述顶板(12)朝所述固定部(14)延伸且至少部分地覆盖所述柄部(13)的下游侧(18)，
- 至少一个凹部(21)设置在所述上游壁(19)或所述下游壁(20)中且至少部分地轴向贯穿所述上游壁(19)或所述下游壁(20)并被布置在所述柄部(13)区域中，并且所述凹部(21)具有开口侧(22)，所述开口侧(22)面向与所述相应上游壁(19)或下游壁(20)的伸出方向相同的方向。
2.根据权利要求1所述的叶片，
其特征在于
- 所述柄部(13)的前侧(15)包括凹形形状，并且
- 所述柄部(13)的后侧(16)包括凸形形状，
- 与所述凹形形状的前侧(15)和所述凸形形状的后侧(16)相切的圆(30)包括直径C。
3.根据权利要求1或2所述的叶片，
其特征在于
所述凹部(21)中的至少一个在所述对应外端处包括在所述径向上的宽度B和沿所述轴向的长度A，其中，特别地所述长度A由所述对应壁部段的厚度给定。
4.根据权利要求1至3中的任一项所述的叶片，
其特征在于
- 在所述周向上的凹部(21)的深度D沿所述轴向增加或减小，
- 深度差E给定为在最大深度D最大与最小深度D最小之间的差值。
5.根据权利要求2至4中的任一项所述的叶片，
其特征在于
- 所述凹部(21)的长度A在0与(1.5×C)之间，和/或
- 所述凹部(21)的宽度B在0与(0.7×C)之间，和/或
- 所述深度差E在0与(0.45×C)之间。
6.根据权利要求1至5中的任一项所述的叶片，
其特征在于
所述平台(3)的下游壁(20)和/或所述上游壁(19)包括特别地适于接纳至少一个密封板(25)的至少一个凹槽(23)。
7.根据权利要求1至6中的任一项所述的叶片，
其特征在于
至少一个凹部(21)沿所述径向被布置在所述一个或多个凹槽(23)的下方。
8.根据权利要求1至7中的任一项所述的叶片，
其特征在于
所述下游壁(20)包括一个凹部(21)，其中，所述凹部(21)特别地被布置在所述下游壁(20)内的一个或多个凹槽(23)的下方。
9.根据权利要求1至8中的任一项所述的叶片，
其特征在于
所述围带(4)大致沿所述翼型件(2)的整个轴向范围延伸。
10.根据权利要求1至9中的任一项所述的叶片，
其特征在于
所述围带(4)包括在所述周向上延伸且在所述径向上伸出的至少一个翅片(9)。
11.根据权利要求10所述的叶片，
其特征在于
所述围带(4)包括在所述轴向上间隔开的至少两个翅片(9)。
12.根据权利要求1至11中的任一项所述的叶片，
其特征在于
- 所述翼型件(2)具有在100 mm与772 mm之间的径向长度，
- 所述围带(4)具有在300 mm与1594 mm之间的旋转中心半径。
13.根据权利要求1至12中的任一项所述的叶片，
其特征在于
所述平台的固定部(14)具有杉树形态。
14.一种用于涡轮的转子，特别是用于燃气涡轮的转子，包括根据权利要求1至13中的任一项所述的至少一个叶片(1)且特别地具有在0与3780 rpm之间的旋转速度。
15.一种涡轮，特别是燃气涡轮，包括转子和/或根据前述权利要求中的任一项所述的至少一个叶片(1)。
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RU (1) RU2553049C2 (zh)

Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3045709B1 (fr) * 2015-12-21 2020-01-17 Safran Aircraft Engines Aube de soufflante
EP3438410B1 (en) 2017-08-01 2021-09-29 General Electric Company Sealing system for a rotary machine
JP7064076B2 (ja) 2018-03-27 2022-05-10 三菱重工業株式会社 タービン翼及びタービン並びにタービン翼の固有振動数のチューニング方法
GB202114773D0 (en) * 2021-10-15 2021-12-01 Rolls Royce Plc Bladed disc
GB202114772D0 (en) * 2021-10-15 2021-12-01 Rolls Royce Plc Bladed disc

Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB508436A (en) * 1938-08-08 1939-06-30 Michael Martinka Improvements in or relating to gas turbines
DE2816791A1 (de) * 1977-05-03 1978-11-16 Ver Edelstahlwerke Ag Turbine
US6086329A (en) * 1997-03-12 2000-07-11 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Seal plate for a gas turbine moving blade
JP2000220405A (ja) * 1999-01-28 2000-08-08 Hitachi Ltd タービン動翼
US6354803B1 (en) * 2000-06-30 2002-03-12 General Electric Company Blade damper and method for making same
US6390775B1 (en) * 2000-12-27 2002-05-21 General Electric Company Gas turbine blade with platform undercut
CN1798634A (zh) * 2003-06-04 2006-07-05 石川岛播磨重工业株式会社 涡轮叶片
US20060257262A1 (en) * 2005-05-12 2006-11-16 Itzel Gary M Coated bucket damper pin
US20100329888A1 (en) * 2006-05-18 2010-12-30 Nadvit Gregory M Turbomachinery blade having a platform relief hole, platform cooling holes, and trailing edge cutback
CN102031998A (zh) * 2009-10-07 2011-04-27 通用电气公司 径向密封销

Family Cites Families (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2162588A (en) * 1935-06-06 1939-06-13 Gen Electric Electric circuit breaker
BE431387A (zh) * 1936-07-01
BE530136A (zh) * 1953-07-06
SU1127979A1 (ru) * 1983-02-23 1984-12-07 Предприятие П/Я Р-6837 Рабочее колесо турбомашины
US4595340A (en) 1984-07-30 1986-06-17 General Electric Company Gas turbine bladed disk assembly
US5435694A (en) 1993-11-19 1995-07-25 General Electric Company Stress relieving mount for an axial blade
JP2961065B2 (ja) 1995-03-17 1999-10-12 三菱重工業株式会社 ガスタービン動翼
RU2154168C1 (ru) * 1999-06-01 2000-08-10 Шаргородский Виктор Семенович Устройство для охлаждения элементов проточной части паровой турбины
FR2851285B1 (fr) 2003-02-13 2007-03-16 Snecma Moteurs Realisation de turbines pour turbomachines ayant des aubes a frequences de resonance ajustees differentes et procede d'ajustement de la frequence de resonance d'une aube de turbine
US6890150B2 (en) 2003-08-12 2005-05-10 General Electric Company Center-located cutter teeth on shrouded turbine blades
US7600972B2 (en) 2003-10-31 2009-10-13 General Electric Company Methods and apparatus for cooling gas turbine engine rotor assemblies
FR2874402B1 (fr) * 2004-08-23 2006-09-29 Snecma Moteurs Sa Aube de rotor d'un compresseur ou d'une turbine a gaz
US7862300B2 (en) 2006-05-18 2011-01-04 Wood Group Heavy Industrial Turbines Ag Turbomachinery blade having a platform relief hole
US8007245B2 (en) 2007-11-29 2011-08-30 General Electric Company Shank shape for a turbine blade and turbine incorporating the same
US8459956B2 (en) * 2008-12-24 2013-06-11 General Electric Company Curved platform turbine blade

Patent Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB508436A (en) * 1938-08-08 1939-06-30 Michael Martinka Improvements in or relating to gas turbines
DE2816791A1 (de) * 1977-05-03 1978-11-16 Ver Edelstahlwerke Ag Turbine
US6086329A (en) * 1997-03-12 2000-07-11 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Seal plate for a gas turbine moving blade
JP2000220405A (ja) * 1999-01-28 2000-08-08 Hitachi Ltd タービン動翼
US6354803B1 (en) * 2000-06-30 2002-03-12 General Electric Company Blade damper and method for making same
US6390775B1 (en) * 2000-12-27 2002-05-21 General Electric Company Gas turbine blade with platform undercut
CN1798634A (zh) * 2003-06-04 2006-07-05 石川岛播磨重工业株式会社 涡轮叶片
US20060257262A1 (en) * 2005-05-12 2006-11-16 Itzel Gary M Coated bucket damper pin
US20100329888A1 (en) * 2006-05-18 2010-12-30 Nadvit Gregory M Turbomachinery blade having a platform relief hole, platform cooling holes, and trailing edge cutback
CN102031998A (zh) * 2009-10-07 2011-04-27 通用电气公司 径向密封销

Also Published As

Publication number Publication date
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