CN104564168A - 燃气涡轮喷嘴后缘圆角 - Google Patents

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G.A.麦克米兰
T.布伦特
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Abstract

本发明涉及燃气涡轮喷嘴后缘圆角。用于燃气涡轮发动机的喷嘴节段具有涡轮翼型件，涡轮翼型件的第一侧由弓形内部端壁限定，弓形内部端壁具有内部平台，并且涡轮翼型件的第二侧由弓形外部端壁限定，弓形外部端壁具有外部平台。翼型件从内部平台朝向外部平台向外延伸。翼型件本体包括在翼型件本体的前缘和后缘之间延伸的相对的压力侧壁和吸力侧壁。翼型件本体包括在翼型件本体的后缘处结合到内部平台中的第一后缘圆角。

Description

燃气涡轮喷嘴后缘圆角
技术领域
本发明大体涉及燃气涡轮构件(例如喷嘴节段)，并且更特别地涉及涡轮翼型件。
背景技术
燃气涡轮发动机包括压缩机，压缩机对燃烧器提供加压空气，在燃烧器中，空气与燃料混合且被点燃，用于产生热的燃烧气体。这些气体向下游流到至少一个涡轮，涡轮从气体中抽取能量，以对压缩机提供功率并提供有用功。涡轮通常包括固定涡轮喷嘴，随后是涡轮转子。
涡轮喷嘴包括一排沿周向并排的喷嘴节段，各个喷嘴节段包括一个或多个固定翼型件形状的导叶，其安装在内部带节段和外部带节段之间，从而限定用于将热气流引导到涡轮转子中的平台。各个导叶包括压力侧壁和吸力侧壁，压力侧壁和吸力侧壁在前缘和后缘处连接。翼型件区段典型地具有宽大的钝前缘，其在吸力侧上具有从前缘过渡到变薄的后缘部分的高曲率区域。
变薄的后缘部分上的应力(例如热应力)可在其与平台连接处对后缘部分引起不期望的问题，这可显著减少喷嘴节段的寿命。
发明内容
公开的技术的一个示例性但非限制性方面涉及一种用于燃气涡轮发动机的喷嘴节段。喷嘴节段包括具有内部平台的弓形内部端壁，以及从内部平台朝向弓形外部端壁向外延伸的翼型件本体。翼型件本体包括在翼型件本体的前缘和后缘之间延伸的相对的压力侧壁和吸力侧壁，以及结合到内部平台中的第一内部圆角。第一内部圆角具有高度，其中，翼型件本体包括在翼型件本体的后缘处结合到内部平台中的第一后缘圆角。第一后缘圆角具有大于第一内部圆角的高度的高度。
公开的技术的另一个示例性但非限制性方面涉及一种用于燃气涡轮发动机的喷嘴节段。喷嘴节段包括具有内部平台的弓形内部端壁、具有外部平台的弓形外部端壁，以及从内部平台向外以及从外部平台向内延伸的翼型件本体。翼型件本体包括在翼型件本体的前缘和后缘之间延伸的相对的压力侧壁和吸力侧壁，以及在翼型件本体的后缘处结合到内部平台中的第一后缘圆角，其中，第一后缘圆角的高度是内部平台和外部平台之间的翼型件本体的总径向长度的至少5%。另外，翼型件本体的后缘沿着翼型件本体的跨度在局部成弓形，以便沿翼型件本体的径向方向形成弯曲结构。
方案1：一种用于燃气涡轮发动机的喷嘴节段，包括：
弓形内部端壁，其具有内部平台；以及
翼型件本体，其从内部平台朝向弓形外部端壁向外延伸，翼型件本体包括在翼型件本体的前缘和后缘之间延伸的相对的压力侧壁和吸力侧壁，
翼型件本体包括结合到内部平台中的第一内部圆角，第一内部圆角具有高度，以及
翼型件本体包括在翼型件本体的后缘处结合到内部平台中的第一后缘圆角，第一后缘圆角具有大于第一内部圆角的高度的高度。
方案2：根据方案1的喷嘴节段，其特征在于，第一内部圆角沿着翼型件本体的圆周延伸，并且连接到翼型件本体的后缘处的第一后缘圆角上，使得第一后缘圆角设置在第一内部圆角的相对的端部部分之间。
方案3：根据方案2的喷嘴节段，其特征在于，翼型件本体的后缘沿着翼型件本体的跨度在局部成弓形。
方案4：根据方案3的喷嘴节段，其特征在于，翼型件本体的后缘和内部平台之间的连接相对于通过在周向上离连接最远的沿着后缘的点的沿径向延伸的线偏移。
方案5：根据方案1的喷嘴节段，其特征在于，第一后缘圆角的高度是内部端壁和外部端壁之间的翼型件本体的总径向长度的至少5%。
方案6：根据方案5的喷嘴节段，其特征在于，第一后缘圆角的高度是内部端壁和外部端壁之间的翼型件本体的总径向长度的至少10%。
方案7：根据方案6的喷嘴节段，其特征在于，第一后缘圆角的高度是内部端壁和外部端壁之间的翼型件本体的总径向长度的大约15%。
方案8：根据方案1的喷嘴节段，其特征在于，第一后缘圆角的宽度在第一后缘圆角的高度的80%至300%的范围内。
方案9：根据方案8的喷嘴节段，其特征在于，第一后缘圆角的宽度在后缘圆角的高度的130%至225%的范围内。
方案10：根据方案1的喷嘴节段，其特征在于，弓形外部端壁具有外部平台，
其中，翼型件本体从外部平台向内延伸，翼型件本体包括结合到外部平台中的第二外部圆角，第二外部圆角具有高度，以及
其中，翼型件本体包括在翼型件本体的后缘处结合到外部平台中的第二后缘圆角，第二后缘圆角具有大于第二外部圆角的高度的高度。
方案11：一种燃气涡轮，包括：
用以产生高温气体流的燃烧器区段；以及
由高温气体流驱动的涡轮区段，
其中，涡轮区段包括方案1的喷嘴节段。
方案12：一种用于燃气涡轮发动机的喷嘴节段，包括：
弓形内部端壁，其具有内部平台；
弓形外部端壁，其具有外部平台；以及
从内部平台向外以及从外部平台向内延伸的翼型件本体，翼型件本体包括在翼型件本体的前缘和后缘之间延伸的相对的压力端壁和吸力侧壁，
翼型件本体包括在翼型件本体的后缘处结合到内部平台中的第一后缘圆角，
其中，第一后缘圆角的高度是内部平台和外部平台之间的翼型件本体的总径向长度的至少5%，以及
其中，翼型件本体的后缘沿着翼型件本体的跨度在局部成弓形，以便沿翼型件本体的径向方向形成弯曲结构。
方案13：根据方案12的喷嘴节段，其特征在于，翼型件本体的后缘和内部平台之间的连接相对于通过在周向上离连接最远的沿着后缘的点的沿径向延伸的线偏移。
方案14：根据方案13的喷嘴节段，其特征在于，连接偏移在内部平台和外部平台之间的翼型件本体的总径向长度的3-6%的范围内的距离。
方案15：根据方案12的喷嘴节段，其特征在于，翼型件本体包括结合到内部平台中的第一内部圆角，第一内部圆角具有高度，并且第一后缘圆角的高度大于第一内部圆角的高度。
方案16：根据方案15的喷嘴节段，其特征在于，第一内部圆角沿着翼型件本体的圆周延伸，并且在翼型件本体的后缘处连接到第一后缘圆角上，使得第一后缘圆角设置在第一内部圆角的相对的端部部分之间。
方案17：根据方案12的喷嘴节段，其特征在于，第一后缘圆角的高度是内部端壁和外部端壁之间的翼型件本体的总径向长度的至少10%。
方案18：根据方案17的喷嘴节段，其特征在于，第一后缘圆角的高度是内部端壁和外部端壁之间的翼型件本体的总径向长度的大约15%。
方案19：根据方案12的喷嘴节段，其特征在于，第一后缘圆角的宽度在第一后缘圆角的高度的80%至300%的范围内。
方案20：一种燃气涡轮，包括：
用以产生高温气体流的燃烧器区段；以及
由高温气体流驱动的涡轮区段，
其中，涡轮区段包括方案12的喷嘴节段。
附图说明
附图有利于理解此技术的各种示例。在这样的图中：
图1是根据公开的技术的示例的涡轮喷嘴节段的透视图；
图2是沿着图1中的线2-2得到的横截面图；
图3是图1的喷嘴节段的导叶的后缘的局部透视图；
图4是在内部端壁附近的图3的导叶的后缘部分的局部侧视图；
图5是根据公开的技术的示例具有成弓形的后缘部分的导叶的后缘的局部透视图；以及
图6是根据公开的技术的示例在外部端壁附近的导叶的后缘部分的局部侧视图。
部件列表
10 喷嘴节段
12 导叶
14 前缘
16 后缘
18 根部
20 尖部
22 压力侧壁
24 吸力侧壁
26 外部端壁
28 外部平台
30 内部端壁
32 内部平台
34 高曲率区段
36 前部部分
38 吸力侧壁的后部部分
40 吸力侧壁的喉部
42 压力侧壁的后部部分
50 内部圆角
60 后缘圆角
d1 内部圆角的高度
d2 后缘圆角的高度
d3 后缘圆角的宽度
d4 偏移
r1 曲率半径
B 过渡点
C 后缘圆角的端点
d1' 内部圆角的高度
d2' 后缘圆角的高度
d3' 后缘圆角的宽度
r1' 曲率半径
B' 过渡点
C' 后缘圆角的端点。
具体实施方式
参照图1-3，显示根据公开的技术的示例的示例性喷嘴节段10。多个这样的喷嘴节段10以沿周向并排的方式组装，以建立涡轮喷嘴。喷嘴节段10包括一个或多个翼型件或导叶12，它们各自分别具有前缘14、后缘16、根部18、尖部20和隔开的压力侧壁22和吸力侧壁24。具有外部平台28的弓形外部端壁26附连到导叶12的尖部20上。具有内部平台32的弓形内部端壁30附连到导叶12的根部18上。外部端壁26和内部端壁30分别限定经过喷嘴节段10的初始气体流路的外部径向边界和内部径向边界。
喷嘴节段10典型地由能够经受住高温的金属合金、诸如已知的镍基或钴基“超合金”形成。喷嘴节段可用作单个单元，或者它可由单独的构件或子组件组装而成。
图2是沿着图1中的线2-2得到的横截面图，并且示出导叶12的翼型件区段。各个导叶12的吸力侧壁24从前缘14向后延伸，并且具有在吸力侧壁24的相对更少弯曲的相应的前部部分36和后部部分38之间的高曲率区段34。
限定最小横截面流动面积的喉部40限定在导叶12的压力侧壁的后部部分42和相邻导叶12的吸力侧壁24的后部部分38之间。喉部40的面积是影响喷嘴节段10的空气动力学性能的关键尺寸。因此期望的是将喉部40的实际面积保持尽可能接近预期设计值。
如图3中显示的那样，导叶12包括在内部平台32附近的内部圆角50。内部圆角50形成结合到平台32中的凹形部分。内部圆角50可围绕导叶12的整个圆周延伸。内部圆角50可具有单个弯曲横截面轮廓，它具有任何适当的曲率半径r1和高度d1，如本领域技术人员将理解的那样。
在示出的示例中，后缘圆角60设置在内部圆角50的相对的端部部分之间的导叶12的后缘16处，如图3和4中显示的那样。后缘圆角60具有与内部圆角50的高度d1相比增大的高度d2。如图4中显示的那样，从后缘圆角60结合到导叶12的后缘中所处于的过渡点B测量高度d2，如本领域技术人员将理解的那样。后缘圆角60高于常规圆角。特别地，后缘圆角60的高度d2大于导叶12的从内部平台32到外部平台28的总径向广度或长度(高度)的5%(例如5%至20%)。优选地，高度d2大于导叶12的高度的10%(例如15%)。
后缘圆角60还可具有与内部圆角50(或常规圆角)的相似尺寸相比宽度d3。如图4中显示的那样，从后缘圆角的过渡点B到端点C测量宽度d3。优选地，宽度d3是高度d2的80%至300%。根据为d2和d3且具有在0.3-0.5的范围内的ρ值的特定长度，弯曲节段BC模制成锥形节段，如本领域技术人员将理解的那样。
由于后缘圆角60的宽度d3，内部端壁32的弦长增加，从而减小局部喉部40。为了保持沿翼展方向的喉部分布，导叶12的后缘区段沿着导叶12的径向方向成弓形，如图5中显示的那样。也就是说，导叶12的后缘部分成弓形，以便保持喉部的预期大小。这使得喷嘴后缘16在局部成弓形，从而保持喉部宽度且从而使得次级流减少(即，空气动力学效率提高)。
导叶12的后缘16在其与内部端壁30的连接处可相对于后缘16在成弓形之前连接到内部端壁30上所处于的点(或者相对于通过在周向上离后缘/内部端壁连接最远的后缘16上的点的沿径向延伸的线)偏移距离d4。偏移d4可在导叶12的从内部平台32到外部平台28的总径向广度(高度)的3-6%的范围内。
图6示出在外部端壁26附近的导叶12的后缘部分。类似于导叶12和内部端壁30的相交区段，导叶12可具有圆角，以便结合到外部端壁26中。
如图6中显示的那样，导叶12包括在外部平台28附近的外部圆角150和后缘圆角160。外部圆角150和后缘圆角160类似于上面描述的内部圆角50和后缘圆角60。尺寸d1'、d2'、d3'和r1'的范围分别与上面描述的尺寸d1、d2、d3和r1相同。类似地，以与上面的节段BC相同的方式模制弯曲节段B'C'。但要注意的是，尺寸d1'、d2'、d3'和r1'的特定值以及节段B'C'的形状可不同于尺寸d1、d2、d3和r1的值和节段BC的形状。
导叶12的后缘16还可在外部端壁26附近成弓形，如图5中显示的那样。外部端壁26处的弓形的偏移可在与内部端壁30处的弓形的偏移d4相同的范围内。
较大的后缘圆角60、160增加导叶12和内部平台32与外部平台28之间的汇合部处的横截面积，并且因而使导叶较好地经受应力。后缘圆角使得在喷嘴节段的寿命中后缘汇合部处的破裂量减少，从而显著地增加喷嘴节段的有用寿命。另外，通过使后缘汇合部部分成弓形，使得喉部得到保持，并且因此不牺牲空气动力学效率。
虽然已经结合目前认为最实际和优选的示例来描述了本发明，但要理解的是，本发明不限于公开的示例，而是相反，本发明意于覆盖包括在所附权利要求的精神和范围内的各种修改和等效布置。

Claims (10)

1. 一种用于燃气涡轮发动机的喷嘴节段，包括：
弓形内部端壁，其具有内部平台；以及
翼型件本体，其从所述内部平台朝向弓形外部端壁向外延伸，所述翼型件本体包括在所述翼型件本体的前缘和后缘之间延伸的相对的压力侧壁和吸力侧壁，
所述翼型件本体包括结合到所述内部平台中的第一内部圆角，所述第一内部圆角具有高度，以及
所述翼型件本体包括在所述翼型件本体的后缘处结合到所述内部平台中的第一后缘圆角，所述第一后缘圆角具有大于所述第一内部圆角的高度的高度。
2. 根据权利要求1所述的喷嘴节段，其特征在于，所述第一内部圆角沿着所述翼型件本体的圆周延伸，并且连接到所述翼型件本体的所述后缘处的所述第一后缘圆角上，使得所述第一后缘圆角设置在所述第一内部圆角的相对的端部部分之间。
3. 根据权利要求2所述的喷嘴节段，其特征在于，所述翼型件本体的所述后缘沿着所述翼型件本体的跨度在局部成弓形。
4. 根据权利要求3所述的喷嘴节段，其特征在于，所述翼型件本体的所述后缘和所述内部平台之间的连接相对于通过在周向上离所述连接最远的沿着所述后缘的点的沿径向延伸的线偏移。
5. 根据权利要求1所述的喷嘴节段，其特征在于，所述第一后缘圆角的高度是所述内部端壁和外部端壁之间的所述翼型件本体的总径向长度的至少5%。
6. 根据权利要求5所述的喷嘴节段，其特征在于，所述第一后缘圆角的高度是所述内部端壁和外部端壁之间的所述翼型件本体的总径向长度的至少10%。
7. 根据权利要求6所述的喷嘴节段，其特征在于，所述第一后缘圆角的高度是所述内部端壁和外部端壁之间的所述翼型件本体的总径向长度的大约15%。
8. 根据权利要求1所述的喷嘴节段，其特征在于，所述第一后缘圆角的宽度在所述第一后缘圆角的高度的80%至300%的范围内。
9. 根据权利要求8所述的喷嘴节段，其特征在于，所述第一后缘圆角的宽度在所述后缘圆角的高度的130%至225%的范围内。
10. 根据权利要求1所述的喷嘴节段，其特征在于，所述弓形外部端壁具有外部平台，
其中，所述翼型件本体从所述外部平台向内延伸，所述翼型件本体包括结合到所述外部平台中的第二外部圆角，所述第二外部圆角具有高度，以及
其中，所述翼型件本体包括在所述翼型件本体的后缘处结合到所述外部平台中的第二后缘圆角，所述第二后缘圆角具有大于所述第二外部圆角的高度的高度。
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Families Citing this family (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP6780713B2 (ja) * 2017-02-07 2020-11-04 株式会社Ihi 軸流機械の翼
DE102017104014A1 (de) * 2017-02-27 2018-08-30 Man Diesel & Turbo Se Verfahren zum Herstellen eines Ringkerns für das gusstechnische Herstellen eines Düsenrings einer Axialturbine
CN109667792A (zh) * 2018-12-04 2019-04-23 中国航发贵阳发动机设计研究所 一种航空发动机进口导流器叶型设计方法
JP7406920B2 (ja) 2019-03-20 2023-12-28 三菱重工業株式会社 タービン翼およびガスタービン
KR20220062650A (ko) * 2019-12-11 2022-05-17 미츠비시 파워 가부시키가이샤 터빈 정익, 터빈 정익 조립체, 및 증기 터빈
FR3106627B1 (fr) * 2020-01-24 2023-03-17 Safran Aircraft Engines Basculement en vagues aux entrefers rotor-stator dans un compresseur de turbomachine
US11578607B2 (en) * 2020-12-15 2023-02-14 Pratt & Whitney Canada Corp. Airfoil having a spline fillet

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4826400A (en) * 1986-12-29 1989-05-02 General Electric Company Curvilinear turbine airfoil
US6190128B1 (en) * 1997-06-12 2001-02-20 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Cooled moving blade for gas turbine
JP3626899B2 (ja) * 2000-08-10 2005-03-09 三菱重工業株式会社 タービン翼間の端壁構造
CN1847623A (zh) * 2005-04-14 2006-10-18 通用电气公司 具有月牙形斜坡的涡轮级
DE202010015116U1 (de) * 2010-11-08 2011-03-03 Alstom Technology Ltd. Turbinenschaufel mit Hohlkehle
US20130224040A1 (en) * 2012-02-29 2013-08-29 Joseph C. Straccia High order shaped curve region for an airfoil
JP5297228B2 (ja) * 2009-02-26 2013-09-25 三菱重工業株式会社 タービン翼及びガスタービン

Family Cites Families (52)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4663011A (en) 1985-11-27 1987-05-05 Ex-Cello-O Corporation Multi-axis ECM machine useful for machining airfoils of rotors
US4741667A (en) * 1986-05-28 1988-05-03 United Technologies Corporation Stator vane
US5088892A (en) * 1990-02-07 1992-02-18 United Technologies Corporation Bowed airfoil for the compression section of a rotary machine
JP2753382B2 (ja) * 1990-09-17 1998-05-20 株式会社日立製作所 軸流タービン静翼装置及び軸流タービン
US5282721A (en) 1991-09-30 1994-02-01 United Technologies Corporation Passive clearance system for turbine blades
GB9417406D0 (en) * 1994-08-30 1994-10-19 Gec Alsthom Ltd Turbine blade
GB9607578D0 (en) 1996-04-12 1996-06-12 Rolls Royce Plc Turbine rotor blades
JPH10103002A (ja) * 1996-09-30 1998-04-21 Toshiba Corp 軸流流体機械用翼
US6072829A (en) 1997-02-19 2000-06-06 Dirr; Josef Method of higher value step encoding
US6004100A (en) 1997-11-13 1999-12-21 United Technologies Corporation Trailing edge cooling apparatus for a gas turbine airfoil
JP4315597B2 (ja) * 1998-06-12 2009-08-19 株式会社荏原製作所 タービンノズル翼
US6086328A (en) 1998-12-21 2000-07-11 General Electric Company Tapered tip turbine blade
US6183192B1 (en) * 1999-03-22 2001-02-06 General Electric Company Durable turbine nozzle
US6158962A (en) 1999-04-30 2000-12-12 General Electric Company Turbine blade with ribbed platform
US6419446B1 (en) * 1999-08-05 2002-07-16 United Technologies Corporation Apparatus and method for inhibiting radial transfer of core gas flow within a core gas flow path of a gas turbine engine
CA2334071C (en) 2000-02-23 2005-05-24 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gas turbine moving blade
US6524070B1 (en) 2000-08-21 2003-02-25 General Electric Company Method and apparatus for reducing rotor assembly circumferential rim stress
US6471474B1 (en) 2000-10-20 2002-10-29 General Electric Company Method and apparatus for reducing rotor assembly circumferential rim stress
US6506016B1 (en) * 2001-11-15 2003-01-14 General Electric Company Angel wing seals for blades of a gas turbine and methods for determining angel wing seal profiles
US6612811B2 (en) 2001-12-12 2003-09-02 General Electric Company Airfoil for a turbine nozzle of a gas turbine engine and method of making same
US6851924B2 (en) * 2002-09-27 2005-02-08 Siemens Westinghouse Power Corporation Crack-resistance vane segment member
US6969232B2 (en) 2002-10-23 2005-11-29 United Technologies Corporation Flow directing device
US6921246B2 (en) 2002-12-20 2005-07-26 General Electric Company Methods and apparatus for assembling gas turbine nozzles
US6790005B2 (en) 2002-12-30 2004-09-14 General Electric Company Compound tip notched blade
JP2004263679A (ja) * 2003-03-04 2004-09-24 Toshiba Corp 軸流タービン
US6991428B2 (en) 2003-06-12 2006-01-31 Pratt & Whitney Canada Corp. Fan blade platform feature for improved blade-off performance
JP4346412B2 (ja) * 2003-10-31 2009-10-21 株式会社東芝 タービン翼列装置
GB2409006B (en) 2003-12-11 2006-05-17 Rolls Royce Plc Tip sealing for a turbine rotor blade
GB2413160B (en) 2004-04-17 2006-08-09 Rolls Royce Plc Turbine rotor blades
DE102004023623A1 (de) * 2004-05-10 2005-12-01 Alstom Technology Ltd Strömungsmaschinenschaufel
US7220103B2 (en) 2004-10-18 2007-05-22 United Technologies Corporation Impingement cooling of large fillet of an airfoil
US7217094B2 (en) 2004-10-18 2007-05-15 United Technologies Corporation Airfoil with large fillet and micro-circuit cooling
US7371046B2 (en) * 2005-06-06 2008-05-13 General Electric Company Turbine airfoil with variable and compound fillet
US7281894B2 (en) 2005-09-09 2007-10-16 General Electric Company Turbine airfoil curved squealer tip with tip shelf
US7290986B2 (en) 2005-09-09 2007-11-06 General Electric Company Turbine airfoil with curved squealer tip
US7287959B2 (en) 2005-12-05 2007-10-30 General Electric Company Blunt tip turbine blade
US7597539B1 (en) 2006-09-27 2009-10-06 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with vortex cooled end tip rail
ES2426198T3 (es) 2006-12-22 2013-10-21 Vestas Wind Systems A/S Turbina eólica con palas del rotor provistas de aletas
GB0704426D0 (en) * 2007-03-08 2007-04-18 Rolls Royce Plc Aerofoil members for a turbomachine
ATE487025T1 (de) 2007-06-28 2010-11-15 Alstom Technology Ltd Leitschaufel für eine gasturbine
US8047787B1 (en) 2007-09-07 2011-11-01 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with trailing edge root slot
GB0724612D0 (en) 2007-12-19 2008-01-30 Rolls Royce Plc Rotor blades
US9322285B2 (en) 2008-02-20 2016-04-26 United Technologies Corporation Large fillet airfoil with fanned cooling hole array
US8206095B2 (en) 2008-11-19 2012-06-26 Alstom Technology Ltd Compound variable elliptical airfoil fillet
US8092178B2 (en) 2008-11-28 2012-01-10 Pratt & Whitney Canada Corp. Turbine blade for a gas turbine engine
US20100284800A1 (en) * 2009-05-11 2010-11-11 General Electric Company Turbine nozzle with sidewall cooling plenum
US8403645B2 (en) * 2009-09-16 2013-03-26 United Technologies Corporation Turbofan flow path trenches
US9102014B2 (en) 2010-06-17 2015-08-11 Siemens Energy, Inc. Method of servicing an airfoil assembly for use in a gas turbine engine
US7997875B2 (en) 2010-11-16 2011-08-16 General Electric Company Winglet for wind turbine rotor blade
EP2924239B1 (en) * 2011-03-11 2018-11-21 Mitsubishi Hitachi Power Systems, Ltd. Turbine blade and gas turbine
WO2014143283A1 (en) * 2013-03-15 2014-09-18 United Technologies Corporation Airfoil with thickened root and fan and engine incorporating same
ES2948389T3 (es) * 2013-07-15 2023-09-11 Raytheon Tech Corp Paletas de turbina con empalmes variables

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4826400A (en) * 1986-12-29 1989-05-02 General Electric Company Curvilinear turbine airfoil
US6190128B1 (en) * 1997-06-12 2001-02-20 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Cooled moving blade for gas turbine
JP3626899B2 (ja) * 2000-08-10 2005-03-09 三菱重工業株式会社 タービン翼間の端壁構造
CN1847623A (zh) * 2005-04-14 2006-10-18 通用电气公司 具有月牙形斜坡的涡轮级
JP5297228B2 (ja) * 2009-02-26 2013-09-25 三菱重工業株式会社 タービン翼及びガスタービン
DE202010015116U1 (de) * 2010-11-08 2011-03-03 Alstom Technology Ltd. Turbinenschaufel mit Hohlkehle
US20130224040A1 (en) * 2012-02-29 2013-08-29 Joseph C. Straccia High order shaped curve region for an airfoil

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