CN103133043A - 叶片边缘 - Google Patents

叶片边缘 Download PDF

Info

Publication number
CN103133043A
CN103133043A CN2012104936736A CN201210493673A CN103133043A CN 103133043 A CN103133043 A CN 103133043A CN 2012104936736 A CN2012104936736 A CN 2012104936736A CN 201210493673 A CN201210493673 A CN 201210493673A CN 103133043 A CN103133043 A CN 103133043A
Authority
CN
China
Prior art keywords
edge
shank
gas turbine
turbine engine
blade
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
CN2012104936736A
Other languages
English (en)
Other versions
CN103133043B (zh
Inventor
D.斯泰普尔顿
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
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 CN103133043A publication Critical patent/CN103133043A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN103133043B publication Critical patent/CN103133043B/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
    • 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
    • F01D5/3007—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers of axial insertion type
    • F01D5/3015—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers of axial insertion type with side plates
    • 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
    • F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
    • F01D5/142—Shape, i.e. outer, aerodynamic form of the blades of successive rotor or stator blade-rows
    • F01D5/143—Contour of the outer or inner working fluid flow path wall, i.e. shroud or hub contour
    • 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
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/80—Platforms for stationary or moving blades
    • 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
    • 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)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Architecture (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

本公开涉及叶片边缘。提供一种燃气涡轮发动机的叶片(200)，其具有翼型(202)、平台(204)、柄部(206)、燕尾件(208)和边缘(218)。翼型(202)可从平台(204)远侧地延伸，并且柄部(206)可从平台(204)近侧地延伸。燕尾件(208)还可设置成从柄部(206)近侧地延伸。边缘(218)可布置在柄部(206)的后侧，并且可沿至少部分地在柄部(206)的轴向后方的方向上从柄部(206)延伸。

Description

叶片边缘
技术领域
本发明涉及燃气涡轮发动机，并且特别地，涉及其中的叶片。
背景技术
当设计和开发飞行器及其相关构件时，重量限制总是重要的考虑。本发明的公开实施例涉及燃气涡轮发动机叶片。
发明内容
本发明的第一实施例提供具有近端和径向远端的涡轮发动机叶片。叶片设置有翼型、平台、柄部、燕尾件和边缘(skirt)。翼型可从平台朝远端延伸，并且柄部可从平台朝近端延伸。燕尾件也可设置成从柄部朝近端延伸。边缘可布置在柄部的后侧，并且可沿从柄部至少部分地轴向向后的方向从柄部延伸。
附图说明
在下列图中示出本发明的实施例。
图1是燃气涡轮发动机的涡轮分段的部分的、沿与燃气涡轮发动机的纵向轴线重合的平面所截取的侧视截面图。
图2是现有技术的叶片的侧视图。
图3是从前位置观察的在图2中描绘的叶片的侧视透视图。
图4是在图2中描绘的叶片的后部分的侧视图，其中附加地示出保持器的相对位置。
图5是本发明的实施例的叶片的侧视图。
图6是从前位置观察的、在图5中描绘的叶片的侧视透视图。
图7是从后位置观察的、在图5中描绘的叶片的侧视透视图。
图8是在图4中描绘的叶片的后部分的侧视图，其中附加地示出保持器的相对位置。
图9是在图2和图5二者中描绘的叶片的并排比较。图1中示出的实施例位于左边，并且图5中示出的实施例位于右边。
具体实施方式
典型燃气涡轮发动机大体具有前端部和后端部，其中，它的若干构件在前端部和后端部之间直列式布置。空气进口或入口位于发动机的前端部处。按顺序朝向后端部移动，入口跟随有压缩机、燃烧室、涡轮和在发动机的后端部处的喷嘴。从本领域技术人员的角度，将容易显而易见的是，附加构件(诸如例如，低压和高压压缩机、高压和低压涡轮以及外轴)还可包括在发动机中。然而，这不是穷尽的列举。发动机还典型地具有通过发动机的中心纵向轴线轴向地布置的内轴。内轴连接于涡轮和空气压缩机二者，使得涡轮为空气压缩机提供旋转输入以驱动压缩机叶片。典型的燃气涡轮发动机还可被认为具有带有穿过其的中心纵向轴线的外圆周。
如在本文中使用的，术语“轴向”或“轴向地”表示沿着发动机的纵向轴线的尺寸。结合“轴向”或“轴向地”使用的术语“前”表示沿朝向发动机进口的方向移动，或者与另一个构件相比，构件相对地更靠近发动机进口。结合“轴向”或“轴向地”使用的术语“后”表示沿朝向发动机喷嘴的方向移动，或者与另一个构件相比，构件相对地更靠近发动机喷嘴。
如在本文中使用的，术语“径向”或“径向地”表示在发动机的中心纵向轴线和外发动机圆周之间延伸的尺寸。术语“近侧”或“近侧地”单独地或结合术语“径向”或“径向地”的使用表示沿朝向中心纵向轴线的方向移动，或者与另一个构件相比，构件相对地更靠近中心纵向轴线。术语“远侧”或“远侧地”单独地或结合术语“径向”或“径向地”的使用表示沿朝向外发动机圆周的方向移动，或者与另一个构件相比，构件相对地更靠近外发动机圆周。
如在本文中使用的，术语“横向”或“横向地”表示垂直于轴向尺寸和径向尺寸二者的尺寸。
参考图1，示出燃气涡轮发动机的涡轮分段50的部分的截面图，其中，涡轮叶片200设置有后叶片边缘218的实施例。示出的涡轮分段50的部分是两级高压涡轮的部分。涡轮50轴向地布置在发动机燃烧器90的后部，并且轴向地布置在发动机喷嘴95的前部。示出的涡轮叶片200是第二级涡轮叶片200的实施例，并且多个这些涡轮叶片200绕着圆形转子60的径向远侧分段圆周地布置成一排。然而，在该截面图中仅示出一个涡轮叶片200。
涡轮叶片200设置有翼型202、平台204、柄部206和枞树形燕尾件208。翼型202从平台204径向远侧地延伸，并且以叶片尖端203终止。柄部206从平台204径向近侧地延伸，并且燕尾件208从柄部206径向近侧地延伸。涡轮叶片200经由燕尾件208附接于转子60。叶片200经由在叶片后边缘218的实施例和保持器66之间的接触紧固于转子60，叶片后边缘218的实施例和保持器66二者分别布置在叶片200和转子60的后侧。保持器66可经由锁止环和榫接(rabbet)组件64固定于转子60上。
涡轮叶片200的前部(多个喷嘴52)圆周地布置。然而，仅在该截面图中示出一个喷嘴52。喷嘴52还可被称为定子翼型或定子静叶。每个喷嘴52紧固于定子壳体组件70，其经由定子外带54限定穿过涡轮50的气流51的径向远侧边界。喷嘴52设置有位于定子外带54的径向近侧处的定子内带55，这意味着定子内带55更靠近布置成穿过燃气涡轮发动机的纵向轴线68。前重叠带56和后重叠带58布置在定子内带55上。后重叠带58与涡轮前天使翼210重叠。前重叠带56与前涡轮叶片的后天使翼(未示出)重叠。
中间密封组件71还设置在与转子60一起旋转的涡轮叶片200的前部。中间密封组件71设置有保持器72，其用于使涡轮叶片200紧固在转子60的前侧，并且使中间密封组件71紧固于转子60。
第一级涡轮叶片组件(未示出)可设置在喷嘴52的前部，并且设置在中间密封组件71的前部以及连接于中间密封组件71。
内定子组件74可布置在涡轮叶片200的后部。该定子组件74可设置有与涡轮后天使翼214、216重叠的z形密封件76。
来自前燃烧器90的热燃烧气体51流动穿过涡轮分段50的外环形部分，经过喷嘴52和涡轮叶片200，接着前进到发动机喷嘴95。当热气体51流动经过涡轮叶片200时，涡轮叶片200和转子60旋转。从压缩机(未示出)流出并绕过燃烧器90的冷却器净化空气67流动穿过涡轮50的中心部分。净化空气67处于比热燃烧气体51流更高的压力，并且因此将经由喷嘴52和涡轮叶片200之间的间隙泄漏到该流动路径51中。后重叠带58和前天使翼210之间以及涡轮后天使翼212、214和z形密封件76之间的重叠相互作用控制该泄漏。
提供图1和前述文本以描述可能的环境，在该可能的环境中，可利用设置有本发明的叶片边缘218的实施例的涡轮叶片200。不意图以任何方式限制本发明的描述。另外，围绕叶片边缘218实施例的环境和结构可取决于燃气涡轮发动机的总设计而改变，叶片边缘218实施例可在该燃气涡轮发动机中利用，并且其中，叶片边缘218实施例布置在该发动机内。虽然示出的叶片边缘218描述成位于高压涡轮50中的第二级涡轮叶片200上，但是将理解，边缘的各种实施例可大体在于燃气涡轮发动机中使用的任何叶片上利用。此外，现有技术的涡轮叶片100的下列描述可被认为存在于与图1和前述描述中描绘的围绕结构相似的围绕结构中。
现在参考图2-4，描绘通常在现有技术中已知的燃气涡轮发动机叶片100。现有技术的叶片100典型地具有与转子配合的近端(未示出)和在叶片尖端处终止的远端(未示出)。近端位于远端的径向内部。从远端移动到近端，叶片100典型地具有翼型102、平台104、柄部106和多凸起(lobe)燕尾件108，多凸起燕尾件108具有带有多个燕尾件凸起128的枞树构造。这些构件典型地被集成地连结。
叶片100还典型地具有带有前表面130的前侧，前表面130面向来自发动机的燃烧室(未示出)的热燃烧气体流。与前侧轴向地相对，叶片具有后侧或吸力侧。在叶片100的前侧，存在前天使翼110。叶片前侧还可设置有前边缘111，其从前天使翼110径向近侧地延伸，并且大体与叶片前表面结合。在叶片100的后侧，存在远侧的后天使翼112，近侧后天使翼114位于远侧后天使翼112的径向内部，其中，在远侧后天使翼112和近侧后天使翼114之间存在间隙。在后近侧天使翼114的近侧处，存在结合到边缘118中的圆角116。
边缘118布置在叶片100的后侧。边缘118典型地从近侧后天使翼114和圆角116径向向内或近侧地延伸，并且具有布置在上最小颈部132的远侧处的近侧边缘118a。边缘118还具有后表面118c。边缘118横跨叶片100的后侧并大体沿着垂直于发动机的纵向轴线的轴向固定平面横向地延伸。边缘118、它的近侧边缘118a和它的后表面118c结合到柄部106中，使得存在在任一侧的边缘的一个横向部分和边缘的另一个横向部分，或柄部106的斜面(slash face)。利用该构造，边缘后表面118c被叶片后表面中断，或者与叶片后表面重合。因此，叶片后表面是不中断的，并且从燕尾件108的尖端直到近侧后天使翼114是大体平坦的。在柄部106的任一横向侧，边缘近端118a以边缘半径(radius)120结合到柄部106中。边缘半径120的径向近端可在上最小颈部132处或在其附近终止。
凹处可在叶片100的前侧和后侧之间设置在柄部部分106内。在该凹处内，存在前阻尼器保持凸出部(lug)124和后阻尼器保持部126，前阻尼器保持凸出部124和后阻尼器保持部126相互结合使用以保持阻尼器(未示出)。柄部106和燕尾件108之间的过渡部是以虚线132指示的上最小颈部。
燕尾件分段108插入在转子(未示出)中，使得燕尾件凸起128与转子配合以使叶片径向地固定就位。保持器166以任何已知方式(诸如利用锁止环和榫接特征)固定地附接于转子(未示出)。保持器166从转子径向远侧地延伸并且邻接叶片边缘118和叶片后表面，以便沿着发动机的纵向轴线168轴向地固定叶片。
现在参考图5-8，描绘了本发明的叶片200的实施例。叶片200可具有与转子60配合的近端(见图1)和在翼型尖端203处终止的远端(见图1)。近端位于远端的径向内部。本发明的叶片的一个实施例可具有从平台204径向远侧地延伸的翼型202和从平台204径向近侧地延伸的柄部206。具有枞树构造的多凸起燕尾件208可从柄部206延伸，并且在叶片200的径向近端处终止。这些构件可集成地连结在一起。
叶片200还可具有前侧。与前侧轴向地相对，叶片200具有后侧或吸力侧。在叶片200的前侧，可存在前天使翼210。叶片前侧还可设置有前边缘211，其从前天使翼210径向近侧地延伸，并且大体与叶片前表面230结合。在叶片200的后侧，可存在远侧后天使翼212，并且后边缘218可位于该远侧后天使翼212的径向内部。
后边缘218可从柄部206轴向向后地以及径向近侧地延伸，使得边缘218以一角度从柄部206延伸，并且位于叶片后表面234之外。近侧后天使翼214可从边缘218的径向远侧表面延伸。近侧后天使翼214和边缘218可被认为集成地形成，但是这不是必需的。在远侧后天使翼212和近侧后天使翼214之间可存在间隙，这提供与可位于涡轮叶片200的后部的z形密封件76(见图1)的重叠。
从柄部206延伸的边缘218可在端部218a处终止，如在本文中描述的，端部218a位于柄部206的轴向后部，且位于近侧后天使翼214的径向近侧处，并且还位于叶片200的后表面234的轴向后部。边缘端部部分218a和近侧后天使翼214可分开，或者可选地，通过圆角216或另一个过渡表面结合在一起。边缘端部部分218a可具有适当几何形状，用于与保持器66配合，如在图1中大体描述地。
边缘218还可具有可以以一角度从柄部206延伸的近侧表面218b，其位于柄部206和叶片后表面234的轴向后部。边缘半径220可充当边缘近侧表面218b和后表面234之间的过渡表面。另外，边缘半径220还可充当在后表面234和柄部206的横向侧之间的过渡表面。边缘半径220可具有在上最小颈部232附近或与其相邻的径向近端。
如图7所示，边缘218可横跨柄部206并从柄部206的任一侧横向地延伸。边缘218可大体从叶片200的一个斜面大体不中断地延伸到叶片200的另一个斜面。边缘218还可具有横跨它的整个横向长度的大体恒定的截面几何形状。因此，边缘端部部分218a不结合到叶片后表面234中。
凹处可在叶片200的前侧和后侧之间设置在柄部部分206内。该凹处可由前边缘211、后边缘218和平台限制。在该凹处内，可存在前阻尼器保持凸出部224和后阻尼器保持凸出部226，前阻尼器保持凸出部224和后阻尼器保持凸出部226典型地相互结合使用以保持阻尼器(未示出)。柄部206和燕尾件208之间的过渡部是以虚线232指示的上最小颈部。
燕尾件分段208可插入在转子60(见图1)中，使得燕尾件凸起228与转子配合以使叶片径向地固定就位。保持器66以任何已知方式(诸如利用锁止环和榫接组件64(见图1))固定地附接于转子60(见图1)。保持器66从转子径向远侧地延伸并且邻接后边缘218，以便沿着发动机的纵向轴线68轴向地固定叶片200。
现在参考图9，现有技术的叶片100与本发明的实施例的叶片200相比较。本发明的叶片200的平台204的顶面显示为与现有技术的叶片100的平台104的顶部相齐。叶片100、200的后特征(例如，远侧后天使翼112、212；近侧后天使翼114、214；和边缘118、218)堆叠在上最小颈部132、232和平台104、204之间。
如可看到的，与现有技术的边缘118相比，本发明的实施例的后边缘218允许这些后特征在上最小颈部232和平台204之间的更短堆叠。因此，与现有技术的叶片100相比，允许更短柄部206。该大小上的不同以尺寸300表示，尺寸300跨越两个上最小颈部132、232之间的距离。因此，更短柄部部分206导致叶片的减小的总重量。相信，典型叶片的总重量减小可为5%到8%。然而，取决于设计选择，该值可更大或更小。
与现有技术的保持器166相比，根据本发明的一个实施例的叶片200可要求稍微更长的保持器66。然而，添加于保持器的重量比通过更小柄部206减小的重量显著更小，更小柄部206由本发明的叶片边缘218的实施例提供。
减小叶片重量还可导致在保持叶片200的旋转构件上的更小应力，这改进它们的使用寿命和能力。可选地，转子寿命可通过经由移除在保持叶片200时使用的构件中的材料而减小转子大小来保持。这进一步减小发动机重量，这改进了涡轮发动机的总效率。
出于说明的目的而提出结构和方法的前述描述。其不意图是穷尽的或使本发明受限于所公开的确切步骤和/或形式，并且明显地，许多修改和变化根据以上教导是可能的。本文中描述的特征可以以任何组合组合。本文中描述的方法的步骤可以以在物理上可能的任何顺序执行。本文中描述的叶片一般被称为叶片。然而，相同或相似特征可施加于燃气涡轮发动机的压缩机或涡轮叶片。理解的是，虽然说明和描述了叶片边缘的某些形式，但是它不受限于此，并且相反地，其将仅受所附权利要求限制。

Claims (18)

1.一种燃气涡轮发动机叶片(200)，包括：
近端和径向相对的远端，以及前侧和轴向相对的后侧；
翼型(202)、平台(204)、柄部(206)和燕尾件(208)；
其中，所述翼型(202)从所述平台(204)远侧地延伸并且在所述远端处终止，所述柄部(206)从所述平台(204)近侧地延伸，并且所述燕尾件(208)从所述柄部(206)近侧地延伸并且在所述近端处终止；
边缘(218)，其至少部分地布置在所述柄部(206)的后侧，并且沿至少部分地在所述柄部(206)的轴向后方的方向至少部分地从所述柄部(206)延伸。
2.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机叶片(200)，其特征在于，所述边缘(218)沿至少部分地径向地朝向所述近端的方向从所述柄部(206)延伸。
3.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机叶片(200)，其特征在于，所述边缘(218)具有第一边缘表面(218b)，其轴向地面向所述前侧，并且还径向地面向所述近端。
4.根据权利要求3所述的燃气涡轮发动机叶片(200)，其特征在于，所述第一边缘表面(218b)布置在平面上，所述平面相对于所述柄部(206)的后侧表面成角度。
5.根据权利要求3所述的燃气涡轮发动机叶片(200)，其特征在于，所述第一边缘表面(218b)和所述柄部(206)的后侧表面具有布置在其间的边缘半径(220)。
6.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机叶片(200)，其特征在于，还包括第一横向侧和横向相对的第二横向侧，其中，所述边缘(218)从所述第一横向侧横向地延伸到所述第二横向侧。
7.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机叶片(200)，其特征在于，所述边缘具有端部部分(218a)，其远离所述柄部(206)延伸且位于所述柄部(206)之外，并且横跨所述边缘(218)的横向尺寸不中断。
8.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机叶片(200)，其特征在于，所述边缘(218)具有在其径向近侧末端处的端点，其布置在所述燕尾件(208)的径向远侧末端的径向远侧处。
9.一种燃气涡轮发动机叶片(200)，包括：
近端和径向相对的远端，以及前侧和轴向相对的后侧；
翼型(202)、平台(204)、柄部(206)和燕尾件(208)；
其中，所述翼型(202)从所述平台(204)远侧地延伸并且在所述远端处终止，所述柄部(206)从所述平台(204)近侧地延伸，并且所述燕尾件(208)从所述柄部(206)近侧地延伸并且在所述近端处终止；
边缘(218)，其布置在所述后侧，并且在所述柄部(206)的轴向后侧表面轴向之外至少部分地从所述后侧延伸。
10.根据权利要求9所述的燃气涡轮发动机叶片(200)，其特征在于，所述边缘(218)沿至少部分地径向地朝向所述近端的方向从所述后侧延伸。
11.根据权利要求9所述的燃气涡轮发动机叶片(200)，其特征在于，所述边缘具有第一边缘(218b)表面，其轴向地面向所述前侧，并且径向地面向所述近端。
12.根据权利要求11所述的燃气涡轮发动机叶片(200)，其特征在于，所述第一边缘表面(218b)以与所述柄部(206)的所述轴向后侧表面的角度从所述后侧延伸。
13.根据权利要求11所述的燃气涡轮发动机叶片(200)，其特征在于，所述第一边缘表面(218b)和所述柄部(206)的轴向后侧具有在其间的边缘半径。
14.根据权利要求9所述的燃气涡轮发动机叶片(200)，其特征在于，包括第一横向侧和横向相对的第二横向侧，其中，所述边缘(218)从所述第一横向侧大体不中断地横向地延伸到所述第二横向侧。
15.根据权利要求9所述的燃气涡轮发动机叶片(200)，其特征在于，所述边缘(218)具有在它的径向近侧末端处的端点，其布置在所述燕尾件(208)的径向远侧末端的径向远侧处。
16.根据权利要求9所述的燃气涡轮发动机叶片(200)，其特征在于，所述边缘(218)从所述柄部(206)延伸。
17.根据权利要求9所述的燃气涡轮发动机叶片(200)，其特征在于，所述边缘(218)从所述平台(204)延伸。
18.一种用于燃气涡轮发动机的叶片(200)，包括：
叶片(200)，其布置在燃气涡轮发动机中，具有前端部和沿着纵向轴线的轴向相对的后端部；和径向轴线，其从所述纵向轴线并且垂直于所述纵向轴线延伸，所述径向轴线中的每一个具有在所述纵向轴线处的近端和径向相对的远端；
所述叶片包括翼型(202)、平台(204)、柄部(206)、燕尾件(208)和边缘(218)；
其中，所述翼型(202)沿着所述径向轴线中的一个从所述平台(204)径向远侧地延伸，所述柄部(206)沿着所述径向轴线中的一个从所述平台(204)径向近侧地延伸，并且所述燕尾件(208)沿着所述径向轴线中的一个从所述柄部(206)径向近侧地延伸；
所述边缘(218)从所述柄部(206)至少部分地轴向向后地延伸。
CN201210493673.6A 2011-11-29 2012-11-28 叶片边缘 Active CN103133043B (zh)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US13/306,413 US9039382B2 (en) 2011-11-29 2011-11-29 Blade skirt
US13/306413 2011-11-29
US13/306,413 2011-11-29

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN103133043A true CN103133043A (zh) 2013-06-05
CN103133043B CN103133043B (zh) 2016-06-08

Family

ID=47257618

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201210493673.6A Active CN103133043B (zh) 2011-11-29 2012-11-28 叶片边缘

Country Status (6)

Country Link
US (1) US9039382B2 (zh)
EP (1) EP2599966B1 (zh)
JP (1) JP6114536B2 (zh)
CN (1) CN103133043B (zh)
BR (1) BR102012028875A2 (zh)
CA (1) CA2795653A1 (zh)

Families Citing this family (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2486488A (en) 2010-12-17 2012-06-20 Ge Aviat Systems Ltd Testing a transient voltage protection device
US9039382B2 (en) * 2011-11-29 2015-05-26 General Electric Company Blade skirt
US10012085B2 (en) 2013-03-13 2018-07-03 United Technologies Corporation Turbine blade and damper retention
EP2881544A1 (en) * 2013-12-09 2015-06-10 Siemens Aktiengesellschaft Airfoil device for a gas turbine and corresponding arrangement
WO2015112226A2 (en) * 2013-12-19 2015-07-30 United Technologies Corporation Blade feature to support segmented coverplate
US11021976B2 (en) * 2014-12-22 2021-06-01 Raytheon Technologies Corporation Hardware geometry for increasing part overlap and maintaining clearance
US11813669B2 (en) 2016-12-13 2023-11-14 General Electric Company Method for making an integrated core-shell structure
US20180161857A1 (en) 2016-12-13 2018-06-14 General Electric Company Integrated casting core-shell structure for making cast components having thin root components
US10807154B2 (en) 2016-12-13 2020-10-20 General Electric Company Integrated casting core-shell structure for making cast component with cooling holes in inaccessible locations
US20180161866A1 (en) 2016-12-13 2018-06-14 General Electric Company Multi-piece integrated core-shell structure for making cast component
US10519785B2 (en) 2017-02-14 2019-12-31 General Electric Company Turbine blades having damper pin slot features and methods of fabricating the same
CN108504888B (zh) * 2018-04-08 2020-10-27 昆明理工大学 一种陶瓷复合球增强金属基复合材料的制备方法
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 (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5257909A (en) * 1992-08-17 1993-11-02 General Electric Company Dovetail sealing device for axial dovetail rotor blades
CN1580496A (zh) * 2003-08-13 2005-02-16 通用电气公司 涡轮叶片的锥形末梢覆环内圆角
CN101037947A (zh) * 2005-12-08 2007-09-19 通用电气公司 减振冷却的涡轮机叶片
US20100129226A1 (en) * 2008-11-25 2010-05-27 Alstom Technologies Ltd. Llc Axial retention of a platform seal
CN101787903A (zh) * 2009-01-13 2010-07-28 通用电气公司 涡轮叶片天使翼压缩密封

Family Cites Families (33)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2524932A1 (fr) * 1982-04-08 1983-10-14 Snecma Dispositif de retenue axiale de pieds d'aube dans un disque de turbomachine
US4480958A (en) 1983-02-09 1984-11-06 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force High pressure turbine rotor two-piece blade retainer
US5183389A (en) 1992-01-30 1993-02-02 General Electric Company Anti-rock blade tang
US5302085A (en) 1992-02-03 1994-04-12 General Electric Company Turbine blade damper
US5261790A (en) 1992-02-03 1993-11-16 General Electric Company Retention device for turbine blade damper
US5302086A (en) 1992-08-18 1994-04-12 General Electric Company Apparatus for retaining rotor blades
WO1996006266A1 (en) * 1994-08-24 1996-02-29 Westinghouse Electric Corporation Gas turbine blade with cooled platform
GB2455431B (en) * 1994-11-30 2009-11-18 Rolls Royce Plc Split shank rotor blade
US6354803B1 (en) 2000-06-30 2002-03-12 General Electric Company Blade damper and method for making same
US6769865B2 (en) 2002-03-22 2004-08-03 General Electric Company Band cooled turbine nozzle
US6923616B2 (en) 2003-09-02 2005-08-02 General Electric Company Methods and apparatus for cooling gas turbine engine rotor assemblies
US7600972B2 (en) 2003-10-31 2009-10-13 General Electric Company Methods and apparatus for cooling gas turbine engine rotor assemblies
US6984112B2 (en) 2003-10-31 2006-01-10 General Electric Company Methods and apparatus for cooling gas turbine rotor blades
US7147440B2 (en) 2003-10-31 2006-12-12 General Electric Company Methods and apparatus for cooling gas turbine engine rotor assemblies
GB2409240B (en) * 2003-12-18 2007-04-11 Rolls Royce Plc A gas turbine rotor
US7238008B2 (en) 2004-05-28 2007-07-03 General Electric Company Turbine blade retainer seal
US7097429B2 (en) 2004-07-13 2006-08-29 General Electric Company Skirted turbine blade
US7131817B2 (en) 2004-07-30 2006-11-07 General Electric Company Method and apparatus for cooling gas turbine engine rotor blades
US7144215B2 (en) 2004-07-30 2006-12-05 General Electric Company Method and apparatus for cooling gas turbine engine rotor blades
US7198467B2 (en) 2004-07-30 2007-04-03 General Electric Company Method and apparatus for cooling gas turbine engine rotor blades
US7189063B2 (en) 2004-09-02 2007-03-13 General Electric Company Methods and apparatus for cooling gas turbine engine rotor assemblies
US7090466B2 (en) 2004-09-14 2006-08-15 General Electric Company Methods and apparatus for assembling gas turbine engine rotor assemblies
US7244101B2 (en) * 2005-10-04 2007-07-17 General Electric Company Dust resistant platform blade
US7731482B2 (en) * 2006-06-13 2010-06-08 General Electric Company Bucket vibration damper system
EP1914386A1 (en) * 2006-10-17 2008-04-23 Siemens Aktiengesellschaft Turbine blade assembly
US7762780B2 (en) * 2007-01-25 2010-07-27 Siemens Energy, Inc. Blade assembly in a combustion turbo-machine providing reduced concentration of mechanical stress and a seal between adjacent assemblies
EP2053285A1 (en) 2007-10-25 2009-04-29 Siemens Aktiengesellschaft Turbine blade assembly
BRPI0818386A2 (pt) * 2007-10-25 2015-04-22 Siemens Ag Montagem de pá de turbina e tira de vedação
JP5091745B2 (ja) 2008-03-31 2012-12-05 三菱重工業株式会社 タービン翼の嵌合構造
JP5173625B2 (ja) * 2008-06-20 2013-04-03 三菱重工業株式会社 動翼およびガスタービン
US8382436B2 (en) * 2009-01-06 2013-02-26 General Electric Company Non-integral turbine blade platforms and systems
US9039382B2 (en) * 2011-11-29 2015-05-26 General Electric Company Blade skirt
FR3003893B1 (fr) * 2013-04-02 2017-12-29 Snecma Aube de turbomachine

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5257909A (en) * 1992-08-17 1993-11-02 General Electric Company Dovetail sealing device for axial dovetail rotor blades
CN1580496A (zh) * 2003-08-13 2005-02-16 通用电气公司 涡轮叶片的锥形末梢覆环内圆角
CN101037947A (zh) * 2005-12-08 2007-09-19 通用电气公司 减振冷却的涡轮机叶片
US20100129226A1 (en) * 2008-11-25 2010-05-27 Alstom Technologies Ltd. Llc Axial retention of a platform seal
CN101787903A (zh) * 2009-01-13 2010-07-28 通用电气公司 涡轮叶片天使翼压缩密封

Also Published As

Publication number Publication date
EP2599966A2 (en) 2013-06-05
EP2599966A3 (en) 2014-06-11
JP6114536B2 (ja) 2017-04-12
BR102012028875A2 (pt) 2015-11-03
CA2795653A1 (en) 2013-05-29
US9039382B2 (en) 2015-05-26
JP2013113298A (ja) 2013-06-10
EP2599966B1 (en) 2017-02-22
CN103133043B (zh) 2016-06-08
US20130136618A1 (en) 2013-05-30

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN103133043A (zh) 叶片边缘
CN101131098B (zh) 相反尖端挡板翼片
EP2935789B2 (en) Airfoil assembly with paired endwall contouring
EP2820279B1 (en) Turbomachine blade
EP2241721B1 (en) Airfoil assembly, corresponding gas turbine engine assembly and method of influencing flow in a gas turbine engine
CN104822903B (zh) 用于燃气涡轮机系统的翼型部阵列
US20190145265A1 (en) Fillet optimization for turbine airfoil
US20170159451A1 (en) Turbine engine with an airfoil having a tip shelf outlet
US20080148564A1 (en) Turbine assembly for a gas turbine engine and method of manufacturing the same
US20080152505A1 (en) Gas turbine engines including multi-curve stator vanes and methods of assembling the same
US7794201B2 (en) Gas turbine engines including lean stator vanes and methods of assembling the same
CA2949699A1 (en) Venturi effect endwall treatment
CN107709707B (zh) 带罩涡轮机叶片
US20120315136A1 (en) Inner peripheral surface shape of casing of axial-flow compressor
CN101782000A (zh) 涡轮叶片根部构造
US20170306768A1 (en) Turbine engine shroud assembly
EP3392459A1 (en) Compressor blades
JP6725241B2 (ja) ガスタービンにおける流路境界及びロータ組立体
US8702384B2 (en) Airfoil core shape for a turbomachine component
JP5010507B2 (ja) 軸流式ターボ機械のタービン段、及びガスタービン
CA2776536C (en) Blade for a gas turbine engine
WO2018004766A1 (en) Airfoil and blade for a turbine engine, and corresponding method of flowing a cooling fluid
WO2018128609A1 (en) Seal assembly between a hot gas path and a rotor disc cavity
US10801516B2 (en) Turbomachine rotor blade
WO2017200549A1 (en) Tip shroud with a fence feature for discouraging pitch-wise over-tip leakage flow

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