CN1690365A - 装配燃气涡轮发动机转子组件的方法和设备 - Google Patents

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Abstract

一种燃气涡轮发动机(10)的转动叶片(40)，包括平台(62)，所述平台具有径向外表面(152)、径向内表面(144)、以及至少部分在其间延伸的凹进区域(178)。翼片(60)从所述平台沿径向向外延伸，翼片包括沿前缘(74)和后缘(76)连接在一起的第一侧壁(70)和第二侧壁(72)。叶片柄(64)从所述平台沿径向向内延伸，并包括从叶片柄延伸的燕尾(66)。内部空腔(84)至少部分由叶片柄形成，该空腔提供对平台径向内表面的至少一部分进行紊流冷却的冷却空气；并有冷却回路(140)穿过叶片柄的一部分(160)，在发动机工作时引导冷却空气通过平台凹进区域，以减少翼片后缘的至少一部分的应力。

Description

装配燃气涡轮发动机转子组件的方法和设备
相关申请
本申请是2003年10月31日提交的美国专利申请10/699,060的部分继续申请，引用参考其全部内容。
技术领域
本发明大体上涉及燃气涡轮发动机，具体地，涉及冷却燃气涡轮发动机转子组件的方法和设备。
背景技术
至少一些已知的转子组件包括至少一排沿圆周间隔布置的转动叶片。每个转动叶片包括翼片，其包括在前后缘连接起来的压力侧和引力侧。每个翼片从转动叶片平台沿径向向外延伸。每个转动叶片还包括从叶片柄沿径向向内延伸的燕尾件，所述叶片柄在平台和燕尾件之间延伸。燕尾件用来将转动叶片装配到转子组件中的转子盘或转子轴上。已知的叶片是空心的，因此内冷却空腔至少部分形成于翼片、平台、叶片柄和燕尾件。
工作时，由于叶片的翼片部分处于比叶片柄和燕尾部分更高的温度下，所以在翼片与平台之间和/或叶片柄和平台之间的连接位置可能产生温度失配。随着时间的推移，这种温度差和热应变可能使叶片平台产生大的压缩热应力。而且，随着时间的推移，平台升高的工作温度可能导致平台氧化、平台破裂和/或平台蠕变，这些情况会缩短转动叶片的使用寿命。此外，这种温度差可能还会引起根部后缘开口中的应力，随着时间的推移，这一情况也会由于在所述开口出口处破裂，而缩短转动叶片的使用寿命。
为了降低平台区域中较高温度的影响，至少一些已知的转动叶片包括在叶片柄中形成的冷却开口。更具体地，在至少一些已知的叶片柄中，冷却开口穿过叶片柄，以提供冷却空气到沿径向设置在平台内侧的叶片柄空腔中。然而，在已知的转动叶片中，这种冷却开口对转动叶片平台只能提供有限的冷却作用。
发明内容
一方面，本发明提供了一种装配燃气涡轮发动机的转子组件的方法。这种方法包括提供第一转动叶片，所述第一转动叶片包括：翼片，具有前缘和后缘，后缘带有若干个后缘开口；平台，叶片柄，和燕尾件，其中，所述平台在翼片和叶片柄之间延伸，并包括径向外表面、径向内表面、和至少部分在所述径向外表面和径向内表面之间延伸的凹进区域。这种方法还包括利用燕尾件将第一转动叶片连接到转子轴，以及将第二转动叶片连接到所述转子轴，使得发动机工作时冷却空气基本上能够持续流经所述平台凹进区域，以减少所述翼片后缘的至少一部分的应力。
另一方面，本发明提供了一种燃气涡轮发动机的转动叶片。这种转动叶片包括平台、翼片、叶片柄、燕尾件和冷却回路。所述平台包括径向外表面、径向内表面、和至少部分在其间延伸的凹进区域。所述翼片从平台沿径向向外延伸，包括沿前缘和后缘连接在一起的第一侧壁和第二侧壁。所述叶片柄从平台沿径向向内延伸。所述燕尾件从叶片柄延伸。所述冷却回路穿过叶片柄的一部分，在发动机工作时引导冷却空气通过平台凹进区域，以减少翼片后缘的至少一部分的应力。
又一方面，本发明提供了一种燃气涡轮发动机转子组件。这种转子组件包括转子轴和若干个沿圆周间隔布置并连接到转子轴的转动叶片。每个转动叶片包括翼片、平台、叶片柄、冷却回路和燕尾件。各翼片从平台沿径向向外延伸，且各平台包括径向外表面、径向内表面和至少部分在其间延伸的凹进区域。各叶片柄从平台沿径向向内延伸，且各燕尾件从叶片柄延伸，用于将转动叶片连接到转子轴。各冷却回路穿过叶片柄的一部分，在发动机工作时引导冷却空气通过平台凹进区域，以减少翼片后缘的至少一部分的应力。
附图说明
图1是燃气涡轮发动机的示意图；
图2是转动叶片的放大透视图，这种转动叶片可用于图1的燃气涡轮发动机；
图3是图2所示转动叶片的从转动叶片下侧看去的放大透视图；
图4是图2所示转动叶片从相对侧看去的侧视图；
图5示出了图2所示转动叶片和其它转动叶片，在连接到图1所示燃气涡轮发动机时，的圆周间隔的相对位置；和
图6是图2所示转动叶片的一部分沿6-6剖面的放大侧视图。
具体实施方式
图1是连接到发电机16的一种示例性燃气涡轮发动机10的示意图。在此示例性实施例中，燃气涡轮机系统10包括压缩机12、涡轮14、以及布置在单个整体转子或转轴18的发电机16。在另一个可供选择的实施例中，转轴18分成若干个轴段，其中每个轴段与相邻的轴段连接以形成转轴18。压缩机12提供压缩空气至燃烧室20，空气在燃烧室20中与通过流道22供应的燃料混合。在一实施例中，发动机10是由南卡罗莱纳州Greenville市通用电气公司生产销售的9FA+e燃气涡轮发动机。
工作时，空气流经压缩机12，然后压缩空气输送到燃烧室20。燃烧室20的燃烧气体28推动涡轮14。涡轮14使转轴18、压缩机12以及发电机16绕纵轴30转动。
图2是从转动叶片40的第一侧42看到的转动叶片40的放大透视图，这种转动叶片可用于燃气涡轮发动机10(图1所示)。图3是从转动叶片40的下面看到的转动叶片40的放大透视图，而图4是图2所示转动叶片40从相对的第二侧44看到的侧视图。图5示出了，当叶片40连接到转子组件如涡轮14(见图1)时，圆周间隔布置的转动叶片40之间圆周间隔的相对位置。图6是转动叶片40沿图2中6-6剖面的放大侧视图。在一实施例中，叶片40是新铸出的叶片40。在另一个可供选择的实施例中，叶片40是翻新改进具有在此介绍特征的叶片40。更具体地，当转动叶片40连接到转子组件时，沿圆周间隔布置的转动叶片40之间形成间隙48。
当连接到转子组件时，每个转动叶片40连接到转子盘(未示出)，转子盘可转动地连接到转子轴如转轴18(如图1所示)上。在另一个可供选择的实施例中，叶片40装配在转子卷轴(未示出)。在此示例性实施例中，叶片40是相同的，每个叶片从转子盘沿径向向外延伸，并包括翼片60、平台62、叶片柄64和燕尾66。在另一个可供选择的实施例中，转子组件包括若干个不同的转动叶片，因此转动叶片40可相邻不同的转动叶片。在此示例性实施例中，翼片60、平台62、叶片柄64和燕尾件66总称为叶片。
每个翼片60包括第一侧壁70和第二侧壁72。第一侧壁70是凸起的并构成翼片60的吸入侧，而第二侧壁72是凹进的并构成翼片60的压力侧。侧壁70和72在翼片60的前缘74和轴向隔开的后缘76连接在一起。更具体地，翼片后缘76与翼片前缘74沿翼弦方向隔开并位于翼片前缘74的下游。
第一和第二侧壁70、72分别从靠近平台62的叶片根部78两端之间沿纵向或径向向外延伸至翼片顶端80。翼片顶端80构成叶片40内冷却室84沿径向的外边界。更具体地，内冷却室84包围在翼片60中侧壁70、72之间，并穿过平台62和叶片柄64延伸到燕尾件66。
每个翼片60还包括若干个后缘开口86。在此示例性实施例中，开口86沿径向在翼片顶端80和叶片根部78之间延伸，用来从冷却室84排出冷却液以促进翼片后缘76的冷却。更具体地，开口86包括根部开口87、第二开口88以及若干个其余开口89。根部开口87位于叶片根部78和第二开口88之间，而第二开口88在根部开口87和其余的开口89之间。开口89在第二开口88和翼片顶端80之间延伸。在此实施例中，开口89在开口88和翼片顶端80之间基本上是等间隔的。
平台62在翼片60和叶片柄64之间延伸，因此每个翼片60从各相应的平台62沿径向向外延伸。叶片柄64从平台62沿径向向内延伸至燕尾件66，而燕尾件66从叶片柄64沿径向向内延伸，帮助将转动叶片40固定到转子盘上。平台62还包括上游侧或上游裙边90以及下游侧或下游裙边92，通过压力侧缘94和相对的吸入侧缘96连接在一起。当转子组件连接转动叶片40时，相邻的转动叶片平台62之间形成间隙48，而且相应地称为平台间隙。
叶片柄64包括大体上是凹进的侧壁120和大体上是凸起的侧壁122，在叶片柄64的上游侧壁124和下游侧壁126连接起来。因此，叶片柄侧壁120相对于上游侧壁124和下游侧壁126是凹进的，于是，当转子组件连接汽轮机叶片40时，相邻转动叶片的叶片柄64之间形成叶片柄空腔128。
在此示例性实施例中，前角翼130和后角翼132分别从相应的叶片柄侧壁124和126向外延伸，以促进转子组件形成的前后角翼缓冲空腔(未示出)的密封。此外，前下角翼134还从叶片柄侧壁124向外延伸，以促进汽轮机叶片40和转子盘之间的密封。更具体地，前下角翼134在燕尾件66和前角翼130之间从叶片柄64向外延伸。
叶片柄64的一部分形成冷却回路140以提供冷却平台62的紊流冷却空气，如下面更详细的介绍。具体地，冷却回路140包括在叶片柄的凹进侧壁120形成的紊流冷却开口142，因此汽轮机叶片的内冷却腔84与叶片柄空腔128是相互流体连通的。更具体地，开口142通常起到冷却空气喷嘴的作用，并相对于平台62倾斜，使得流经开口142的冷却空气能够朝着平台62的径向内表面144排放，以促进平台62的紊流冷却。
在此示例性实施例中，平台62还包括若干个穿过平台62的薄膜冷却开口150。在另一个可选择的实施例中，平台62不包括开口150。更具体地，薄膜冷却开口150在平台62的径向外表面152和径向内表面144之间延伸。开口150的位置相对于平台外表面152倾斜，因此通过开口150从叶片柄空腔128引入的冷却空气可促进平台径向外表面152的薄膜冷却。此外，当冷却空气流经开口150时，沿各个开口150的长度方向对平台62进行对流冷却。
为了提高叶片柄空腔128内的压力，在此示例性实施例中，叶片柄侧壁124包括从前下角翼134沿径向向内形成的凹进部分或扇形部分160。在此实施例中，凹进部分160也称作前叶片柄狭槽。在另一可供选择的实施例中，下前角翼134不包括扇形部分160。在另一个可供选择的实施例中，扇形部分160设置在前角翼130的下面。因此，当相邻的转动叶片40在转子组件中相连时，凹进部分160使更多的冷却空气能够流入叶片柄空腔128，以提高叶片柄空腔128内的工作压力。于是，凹进部分160有助于使平台薄膜冷却开口150保持足够的回流余量。
在此示例性实施例中，凹进部分160具有预先设定的半径Rfs。在一实施例中，凹进部分的半径Rfs大约等于0.187英寸。在另一可选择的实施例中，凹进部分160具有其它横截面形状。
在此示例性实施例中，平台62还包括凹进部分或底清洁槽170。在另一个可供选择的实施例中，平台62不包括狭槽170。更具体地，狭槽170只是沿平台的压力侧94在平台的径向内表面144形成，并在叶片柄的上游侧壁124和下游侧壁126之间朝平台的径向外表面152方向延伸。在另一可选择的实施例中，平台狭槽170沿平台的吸入侧96形成。狭槽170便于冷却空气从叶片柄空腔128流经平台间隙48，因此间隙48可基本上由冷却空气持续清洁。
此外，在此示例性实施例中，平台62中设有平台凹槽或后缘凹进部分178。在另一可选择的实施例中，平台62不包括后缘凹进部分178。平台凹槽部分178在平台62的径向内表面144和径向外表面152之间形成并具有高度Hu。更具体地，平台凹槽部分178设置在平台的下游裙边92中的借口，接口180位于平台加压侧缘94和平台下游裙边92之间。因此，当转子组件连接相邻的转动叶片40时，凹槽部分178有助于改善平台62的后缘冷却。另外，如下面更详细的介绍，凹槽部分178还有助于减少后缘开口87和88的应力。
在此示例性实施例中，凹槽部分178具有椭圆形的横截面且其方向基本正交于穿过翼片后缘76的中弧线(未示出)。或者，凹槽部分178的方向也可以不正交于穿过翼片后缘76的中弧线。在其它可选择的实施例中，凹槽部分178具有非椭圆形的横截面。具体地，凹槽部分178延伸凹槽深度Du，该深度从靠近根部开口87的后缘76向内的预定距离。在实施例中，距离Du大致上等于0.010英寸，而凹槽高度Hu大致上等于0.394英寸。凹槽部分178的横截面形状、深度Du和高度Hu可根据实际应用以及翼片后缘76和凹槽部分178之间要求的载荷分布而变化。一般来说，如下面更详细的介绍，增大凹槽深度Du可减小后缘应力和增大凹槽部分的应力，反之亦然。
在此示例性实施例中，平台62的一部分184还沿平台吸入侧缘96形成倒角。在另一可选择的实施例中，平台62不包括倒角部分184。更具体地，倒角部分184延伸经过与平台下游裙边92相邻的平台径向外表面152。因此，由于倒角部分184与平台径向外表面152相比是凹进的，所以倒角部分184对于经过平台间隙48的气流构成相对尾部的台阶，能够减小平台62吸入侧的传热系数。因此，由于传热系数减小，平台62的工作温度也降低，从而提高平台62的使用寿命。
叶片柄64还包括前缘径向密封销槽200和后缘径向密封销槽202。具体地，各密封销槽200和202大体上沿径向穿过平台62和燕尾66之间的叶片柄64延伸。更具体地，前缘径向密封销槽200设置在靠近叶片柄凸起侧壁122的叶片柄上游侧壁124中，而后缘径向密封销槽202设置在靠近叶片柄凸起侧壁122的叶片柄下游侧壁126中。
各叶片柄密封销槽200和202的尺寸可容纳径向密封销204，当转子组件连接转动叶片40时，可促进相邻的转动叶片叶片柄64之间的密封。虽然前缘径向密封销槽200的尺寸能将径向密封销204容纳其中，但在此示例性实施例中，当转子组件连接转动叶片40时，密封销204只是安置在后缘密封销槽202中，而槽200保持是空的。更具体地，由于槽200不包括密封销204，所以仍然保持间隙，而且工作时，槽200与叶片柄扇形部分160配合，有助于对叶片柄空腔128加压，使得叶片柄空腔128保持足够的回流余量。
后缘径向密封销槽202由一对沿轴向隔开的相对侧壁210和212构成，并沿径向在燕尾件66和径向上壁214之间延伸。在此示例性实施例中，侧壁210和212在叶片柄下游侧壁126大体上是平行的，且径向上壁214在其间倾斜延伸。因此，内侧壁212的径向高度R1短于外侧壁210的径向高度R2。如下面更详细的介绍，倾斜的上壁214可增强后缘密封销204的密封效果。更具体地，发动机工作时，侧壁214使得销子204能够在槽202中沿径向滑动，直至销子204牢固地靠紧在侧壁210上。销子204在槽202中的径向和轴向运动有助于增强相邻转动叶片40之间的密封。而且，在此示例性实施例中，后缘密封销204的各端220和222是圆形的，以促进销子204的径向运动，因而有助于增强相邻转动叶片叶片柄64之间的密封。
发动机工作时，至少一些输送到叶片内冷却室84的冷却空气通过叶片柄开口142向外排出。更具体地，开口142的位置使得通过开口排出的空气朝向平台62，有助于平台径向内表面144的紊流冷却。一般来说，发动机工作时，汽轮机叶片压力侧42通常工作在比转动叶片吸入侧44更高的温度下，因此工作时，冷却开口142有助于降低平台62的工作温度。
此外，从开口142排出的空气流还与通过叶片柄侧壁凹进部分160进入叶片柄空腔128的冷却空气混合。更具体地，叶片柄侧壁凹进部分160和空的前缘径向密封销槽200的结合有助于使叶片柄空腔128中保持足够的回流余量，因此叶片柄空腔128中至少一部分冷却空气可以流经平台凹槽部分清洁槽170和平台间隙48，于是一部分冷却空气可以流经薄膜冷却开口150。由于冷却空气被迫向外通过清洁槽170和间隙48，所以平台62被对流冷却。而且，当工作时，凹槽部分178由被迫通过清洁槽170并沿间隙48引导的空气冷却，因此凹槽部分178有助于降低平台下游裙边92中平台62的工作温度。此外，平台62由流经开口150的冷却空气进行对流冷却和薄膜冷却。
工作时，凹槽深度Du使荷载路径方向发生变化离开翼片后缘76。荷载路径方向离开边缘76的这种变化有助于减少靠近根部78的翼片后缘76以及后缘开口87和88的应力。因而更具体地，当工作时，凹槽部分178有助于减小开口87和88的机械应力和热应力，从而提高翼片区域的疲劳寿命。更具体地，由于凹槽部分178是由从叶片柄空腔128流经平台凹槽部分清洁槽170的冷却空气有效冷却的，所以凹槽部分178处于具有较冷金属温度的区域，因而有助于提高翼片区域的疲劳能力。
此外，由于平台倒角部分184对于经过平台62的气流形成朝着尾部的台阶，所以还有助于减小平台62吸入侧的传热系数。开口142、开口150、凹进部分160、底清洁槽170和槽200的组合有助于降低平台62的工作温度，因此也可减小平台62的热应变。
上述转动叶片提供了一种经济合算并十分可靠的方法来供应冷却空气，以降低转动叶片平台的工作温度。更具体地，通过对流冷却、薄膜冷却和紊流冷却可减小平台的热应力，并可降低平台的工作温度。因此，也有助于减少平台氧化、平台开裂以及平台蠕变。此外，通过上述冷却回路可减少后缘开口的疲劳开裂。因此，这种转动叶片冷却回路有助于延长转子组件的使用寿命，并以经济合算和可靠的方式提高燃气涡轮发动机的工作效率。
上面详细介绍了转动叶片和转子组件的示例性实施例。但是转动叶片并不限于在此介绍的具体实施例，各转动叶片的部件可以独立于在此介绍的其它部件单独使用。举例来说，转动叶片的冷却回路部件也可以用于其它转动叶片，而且不限于在此介绍的只有转动叶片40的实施例。相反地，本发明可以通过许多其它不同的叶片和冷却回路构造来实施。举例来说，所属领域的技术人员应当认识到平台紊流开口可以结合各种平台冷却构造特征使用，包括薄膜冷却开口、平台扇形部分、平台凹进后缘狭槽、叶片柄凹进部分、和/或平台倒角部分。
虽然已经根据各具体实施例对本发明作了介绍，但是所属领域的技术人员应当认识到在所附权利要求的精神和范围内可以对本发明进行修改。
零件表
10 燃气涡轮发动机
12 压缩机
14 涡轮
16 发电机
18 转轴
20 燃烧室
22 流道
28 燃烧气体
30 纵轴
40 转子叶片
42 第一侧
44 第二侧
48 间隙
60 翼片
62 平台
64 叶片柄
66 燕尾件
70 第一侧壁
72 第二侧壁
74 前缘
76 后缘
78 叶片根部
80 翼片顶端
84 内冷却室
86 后缘开口
87 根部开口
88 第二开口
89 其余开口
90 上游侧或上游裙边
92 下游侧或下游裙边
94 压力侧缘
96 吸入侧缘
120 凹进侧壁
122 凸起侧壁
124 上游侧壁
126 下游侧壁
128 叶柄空腔
130 前角翼
132 后角翼
134 前下角翼
140 冷却回路
142 冷却开口
144 内表面
150 薄膜冷却开口
152 外表面
160 扇形部分
Rfs 半径
170 清洁槽
178 凹进部分
Hu 凹槽高度
180 接口
Du 凹槽深度
184 倒角部分
200 密封销槽
202 密封销槽
204 密封销
210 侧壁
212 侧壁
214 顶壁
R1 径向高度
220 端部
222 端部

Claims (10)

1.一种燃气涡轮发动机(10)的转动叶片(40)，所述转动叶片包括：
平台(62)，包括径向外表面(152)、径向内表面(144)、以及至少部分在其间延伸的凹进区域(178)；
翼片(60)，从所述平台沿径向向外延伸，所述翼片包括沿前缘(74)和后缘(76)连接在一起的第一侧壁(70)和第二侧壁(72)；
叶片柄(64)，从所述平台沿径向向内延伸；
燕尾件(66)，从所述叶片柄延伸；
内部空腔(84)，至少部分由所述叶片柄构成，所述空腔可提供对所述平台径向内表面的至少一部分进行紊流冷却的冷却空气；和
冷却回路(140)，穿过所述叶片柄的一部分(160)，在发动机工作时引导冷却空气通过所述平台凹进区域，以减少所述翼片后缘的至少一部分的应力。
2.根据权利要求1所述的转动叶片(40)，其特征在于，所述平台(62)还包括在所述平台径向内表面(144)的至少一部分形成的清洁槽(170)，用来引导冷却空气通过所述平台凹进区域(178)。
3.根据权利要求2所述的转动叶片(40)，其特征在于，所述平台(62)还包括若干个在所述平台径向外表面和径向内表面(152和144)之间延伸的薄膜冷却开口(150)，所述若干个薄膜冷却开口用来引导冷却空气对所述平台径向外表面进行薄膜冷却。
4.根据权利要求2所述的转动叶片(40)，其特征在于，所述叶片柄(64)沿轴向在前侧壁(124)和尾侧壁(126)之间延伸，所述前侧壁至少一部分(160)是凹进的，而有助于提高通过所述平台凹进区域(178)输送的冷却空气的工作压力。
5.根据权利要求2所述的转动叶片(40)，其特征在于，当发动机(10)工作时，所述平台凹进区域(178)延伸到由所述转动叶片形成的所述翼片(60)的荷载路径。
6.根据权利要求2所述的转动叶片(40)，其特征在于，所述平台凹进区域(178)有助于提高所述翼片后缘(76)的疲劳寿命。
7.根据权利要求2所述的转动叶片(40)，其特征在于，所述叶片柄(64)还包括前缘密封销腔(200)和后缘密封销腔(202)，各所述销腔设置成能促进相邻的所述转动叶片之间的密封。
8.根据权利要求2所述的转动叶片(40)，其特征在于，所述平台凹进区域(178)的位置大体上正交穿过所述翼片后缘(76)延伸的中弧线，所述平台凹进区域具有基本椭圆形的横截面。
9.一种燃气涡轮发动机(10)，包括：
转子轴(18)；和
若干个沿圆周间隔布置并连接到所述转子轴的转动叶片(40)，各所述转动叶片包括翼片(60)、平台(62)、叶片柄(64)、冷却回路(140)和燕尾件(66)，所述翼片从所述平台沿径向向外延伸，各所述平台包括径向外表面(152)、径向内表面(144)和至少部分在其间延伸的凹进区域(178)，各所述叶片柄从所述平台沿径向向内延伸，各所述燕尾件从所述叶片柄延伸，以连接所述转动叶片到所述转子轴，各所述冷却回路穿过所述叶片柄的一部分(160)，在发动机工作时引导冷却空气通过所述平台凹进区域，减少所述翼片后缘的至少一部分的应力，所述平台还包括若干个在所述平台径向外表面与所述平台径向内表面之间延伸的薄膜冷却开口(150)。
10.根据权利要求9所述的燃气涡轮发动机(10)，其特征在于，各所述叶片柄(64)包括一对在上游侧壁(124)和下游侧壁(126)之间延伸的相对的侧壁(120和122)，所述若干个转动叶片(40)沿圆周间隔布置，因此在一对相邻的所述转动叶片之间形成叶片柄空腔(128)，所述第一转动叶片还包括在所述平台径向内表面的至少一部分形成的清洁槽(170)，所述清洁槽用来引导冷却空气从所述叶片柄空腔通过所述平台凹进区域。
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Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103233784A (zh) * 2012-01-09 2013-08-07 通用电气公司 涡轮喷嘴冷却组件
CN107091156A (zh) * 2017-06-30 2017-08-25 西安中工动力能源有限公司 一种燃气轮机转子及装配方法
CN109386500A (zh) * 2017-08-11 2019-02-26 通用电气公司 用于开式转子的低噪音翼型
CN115135853A (zh) * 2020-02-19 2022-09-30 三菱重工业株式会社 涡轮叶片以及涡轮

Families Citing this family (42)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7600972B2 (en) * 2003-10-31 2009-10-13 General Electric Company Methods and apparatus for cooling gas turbine engine rotor assemblies
US7597542B2 (en) * 2005-08-30 2009-10-06 General Electric Company Methods and apparatus for controlling contact within stator assemblies
US7244101B2 (en) * 2005-10-04 2007-07-17 General Electric Company Dust resistant platform blade
US7862300B2 (en) * 2006-05-18 2011-01-04 Wood Group Heavy Industrial Turbines Ag Turbomachinery blade having a platform relief hole
US8579590B2 (en) * 2006-05-18 2013-11-12 Wood Group Heavy Industrial Turbines Ag Turbomachinery blade having a platform relief hole, platform cooling holes, and trailing edge cutback
US20090297351A1 (en) * 2008-05-28 2009-12-03 General Electric Company Compressor rotor blade undercut
US8057178B2 (en) * 2008-09-04 2011-11-15 General Electric Company Turbine bucket for a turbomachine and method of reducing bow wave effects at a turbine bucket
CH699998A1 (de) * 2008-11-26 2010-05-31 Alstom Technology Ltd Leitschaufel für eine Gasturbine.
US8092178B2 (en) * 2008-11-28 2012-01-10 Pratt & Whitney Canada Corp. Turbine blade for a gas turbine engine
US8167566B2 (en) * 2008-12-31 2012-05-01 General Electric Company Rotor dovetail hook-to-hook fit
US8172534B2 (en) * 2009-01-21 2012-05-08 General Electric Company Turbine blade or vane with improved cooling
EP2299056A1 (de) * 2009-09-02 2011-03-23 Siemens Aktiengesellschaft Kühlung eines Gasturbinenbauteils ausgebildet als Rotorscheibe oder Turbinenschaufel
US20110081245A1 (en) * 2009-10-07 2011-04-07 General Electric Company Radial seal pin
US8540486B2 (en) * 2010-03-22 2013-09-24 General Electric Company Apparatus for cooling a bucket assembly
US8647064B2 (en) 2010-08-09 2014-02-11 General Electric Company Bucket assembly cooling apparatus and method for forming the bucket assembly
US9416666B2 (en) 2010-09-09 2016-08-16 General Electric Company Turbine blade platform cooling systems
GB2486488A (en) 2010-12-17 2012-06-20 Ge Aviat Systems Ltd Testing a transient voltage protection device
US8876479B2 (en) 2011-03-15 2014-11-04 United Technologies Corporation Damper pin
US8951014B2 (en) 2011-03-15 2015-02-10 United Technologies Corporation Turbine blade with mate face cooling air flow
US8905715B2 (en) 2011-03-17 2014-12-09 General Electric Company Damper and seal pin arrangement for a turbine blade
US8550783B2 (en) 2011-04-01 2013-10-08 Alstom Technology Ltd. Turbine blade platform undercut
US8858160B2 (en) 2011-11-04 2014-10-14 General Electric Company Bucket assembly for turbine system
US9022735B2 (en) 2011-11-08 2015-05-05 General Electric Company Turbomachine component and method of connecting cooling circuits of a turbomachine component
US9039382B2 (en) 2011-11-29 2015-05-26 General Electric Company Blade skirt
US10018116B2 (en) 2012-01-31 2018-07-10 United Technologies Corporation Gas turbine engine buffer system providing zoned ventilation
US10415468B2 (en) 2012-01-31 2019-09-17 United Technologies Corporation Gas turbine engine buffer system
US10502135B2 (en) 2012-01-31 2019-12-10 United Technologies Corporation Buffer system for communicating one or more buffer supply airs throughout a gas turbine engine
US9045987B2 (en) 2012-06-15 2015-06-02 United Technologies Corporation Cooling for a turbine airfoil trailing edge
US10107107B2 (en) * 2012-06-28 2018-10-23 United Technologies Corporation Gas turbine engine component with discharge slot having oval geometry
WO2014120135A1 (en) * 2013-01-30 2014-08-07 United Technologies Corporation Double snapped cover plate for rotor disk
WO2014189904A1 (en) * 2013-05-21 2014-11-27 Siemens Energy, Inc. Gas turbine engine blade
EP2815757A1 (en) * 2013-06-17 2014-12-24 Hestia Investments Composition for topical use in prevention and treatment of bacterial and fungal infections of skin and mucosa
EP3047105B1 (en) 2013-09-17 2021-06-09 Raytheon Technologies Corporation Platform cooling core for a gas turbine engine rotor blade
US9732620B2 (en) 2013-09-26 2017-08-15 United Technologies Corporation Snap in platform damper and seal assembly for a gas turbine engine
US9856737B2 (en) * 2014-03-27 2018-01-02 United Technologies Corporation Blades and blade dampers for gas turbine engines
US9810072B2 (en) 2014-05-28 2017-11-07 General Electric Company Rotor blade cooling
US9863257B2 (en) 2015-02-04 2018-01-09 United Technologies Corporation Additive manufactured inseparable platform damper and seal assembly for a gas turbine engine
JP6613611B2 (ja) * 2015-05-15 2019-12-04 株式会社Ｉｈｉ タービンブレード取付構造
US10519785B2 (en) * 2017-02-14 2019-12-31 General Electric Company Turbine blades having damper pin slot features and methods of fabricating the same
EP3438410B1 (en) 2017-08-01 2021-09-29 General Electric Company Sealing system for a rotary machine
JP6943706B2 (ja) * 2017-09-22 2021-10-06 三菱パワー株式会社 タービン翼及びガスタービン
JP2023160018A (ja) 2022-04-21 2023-11-02 三菱重工業株式会社 ガスタービン動翼及びガスタービン

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2758855B1 (fr) * 1997-01-30 1999-02-26 Snecma Systeme de ventilation des plates-formes des aubes mobiles
US6210111B1 (en) * 1998-12-21 2001-04-03 United Technologies Corporation Turbine blade with platform cooling
US6273683B1 (en) * 1999-02-05 2001-08-14 Siemens Westinghouse Power Corporation Turbine blade platform seal
US6478540B2 (en) * 2000-12-19 2002-11-12 General Electric Company Bucket platform cooling scheme and related method
US6672829B1 (en) * 2002-07-16 2004-01-06 General Electric Company Turbine blade having angled squealer tip
US6984112B2 (en) * 2003-10-31 2006-01-10 General Electric Company Methods and apparatus for cooling gas turbine rotor blades

Cited By (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103233784A (zh) * 2012-01-09 2013-08-07 通用电气公司 涡轮喷嘴冷却组件
CN103233784B (zh) * 2012-01-09 2016-03-16 通用电气公司 涡轮喷嘴冷却组件
CN107091156A (zh) * 2017-06-30 2017-08-25 西安中工动力能源有限公司 一种燃气轮机转子及装配方法
CN107091156B (zh) * 2017-06-30 2018-12-28 西安中工动力能源有限公司 一种微型燃气轮机转子及装配方法
CN109386500A (zh) * 2017-08-11 2019-02-26 通用电气公司 用于开式转子的低噪音翼型
CN109386500B (zh) * 2017-08-11 2021-07-13 通用电气公司 用于开式转子的低噪音翼型
CN115135853A (zh) * 2020-02-19 2022-09-30 三菱重工业株式会社 涡轮叶片以及涡轮

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Publication number Publication date
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PB01 Publication
C02 Deemed withdrawal of patent application after publication (patent law 2001)
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