DE2418888A1 - TURBO MACHINE BLADE WITH TIP CAP - Google Patents

TURBO MACHINE BLADE WITH TIP CAP

Info

Publication number
DE2418888A1
DE2418888A1 DE2418888A DE2418888A DE2418888A1 DE 2418888 A1 DE2418888 A1 DE 2418888A1 DE 2418888 A DE2418888 A DE 2418888A DE 2418888 A DE2418888 A DE 2418888A DE 2418888 A1 DE2418888 A1 DE 2418888A1
Authority
DE
Germany
Prior art keywords
tip cap
tip
blade
side walls
wing
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.)
Pending
Application number
DE2418888A
Other languages
German (de)
Inventor
Robert James Corsmeier
Ronald Eugene Dennis
William Dean Treece
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 DE2418888A1 publication Critical patent/DE2418888A1/en
Pending legal-status Critical Current

Links

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
    • F01D5/20—Specially-shaped blade tips to seal space between tips and stator
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23P—METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; COMBINED OPERATIONS; UNIVERSAL MACHINE TOOLS
    • B23P15/00—Making specific metal objects by operations not covered by a single other subclass or a group in this subclass
    • B23P15/04—Making specific metal objects by operations not covered by a single other subclass or a group in this subclass turbine or like blades from several pieces

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Description

Turbomaschinenblatt mit SpitzenkappeTurbo machine blade with tip cap

Die Erfindung bezieht sich allgemein auf Turbomaschinenblätter und insbesondere auf eine verbesserte Spitzenkappenkonfiguration für ein hohles Turbomaschinenblatt und auf ein Verfahren zur Herstellung einer derartigen Konfiguration.The invention relates generally to turbomachine blades and, more particularly, to an improved tip cap configuration for a hollow turbomachine blade and to a method of making such a configuration.

Um das Einsetzen von Aufpralleinsätzen, in den Innenraum eines Turbomaschinenblattes zu gestatten, sind viele derartige Blätter mit offenen Spitzenenden versehen. Damit der Turbinenwirkungsgrad möglichst groß gemacht wird, ist es bekanntlich notwendig, die Kühlluftmenge möglichst klein zu halten, die zum Kühlen jederTo permit the insertion of impact inserts into the interior of a turbomachine blade, there are many such blades provided with open tip ends. In order to make the turbine efficiency as high as possible, it is known to be necessary to keep the amount of cooling air as small as possible for cooling everyone

409845/0332409845/0332

Komponente aufgewendet wird. Aus diesem Grunde ist es notwendig geworden, die Spitzenenden der Blätter abzudichten, um zu verhindern, daß das Kühlmittel unwirtschaftlich in die Gasströmung ausgestoßen wird. Bei vielen bekannten. Gestaltungen ist das offene Spitzenende .des Blattes mittels einer Spitzenkappe abgedichtet, die in geeigneter Weise mit dem Blatt verbunden ist. Auch wenn in der Vergangenheit eine Anzahl alternativer Methoden zum Verbinden der Spitzenkappe mit dem Blatt angegeben worden sind, so hat sich keines dieser Verfahren aus zahlreichen Gründen als universell anwendbar erwiesen. Wenn man berücksichtigt, daß diese Spitzenkappen in einer Umgebung arbeiten müssen, wo sie Zentrifugalkräften in der Größenordnung des- 100 000-fachen der normalen Gravitationskraft und Metalltemperaturen von über 8150C (15000F) ausgesetzt sind, so wird leicht verständlich, warum sich kein einzelnes Verfahren.zum Verbindender Spitzenkappe mit dem Blatt als universell anwendbar erwiesen hat.Component is expended. For this reason, it has become necessary to seal the tip ends of the blades in order to prevent the coolant from being uneconomically expelled into the gas flow. With many known ones. Designs, the open tip end of the sheet is sealed by means of a tip cap which is suitably connected to the sheet. While a number of alternative methods of joining the tip cap to the blade have been disclosed in the past, none of these methods have proven to be universally applicable for a number of reasons. Given that these tip caps must operate in an environment where they are subjected to centrifugal forces on the order of 100,000 times normal gravitational force and metal temperatures in excess of 815 ° C (1500 ° F), it is easy to see why no single method of joining the tip cap to the leaf has proven universally applicable.

Wenn man weiterhin die Tatsache berücksichtigt, daß die Spitzenkappe in ein stromlinienförmiges Blatt eingesetzt wird und daß jede Verzerrung in der Form des Flügels an seinem Spitzenende den aerodynamischen Wirkungsgrad, des Blattes stark reduzieren kann, so nehmen die Probleme des Verbindens der Spitzenkappe mit dem Blatt noch zu. Die Probleme werden sogar noch weiter kompliziert, wenn Kühlerfordernisse für denjenigen Abschnitt der Blattspitze, der sich über die Spitzenkappe hinaus erstreckt, berücksichtigt werden.Keeping in mind the fact that the tip cap is inserted into a streamlined blade and that any distortion in the shape of the wing at its tip end can greatly reduce the aerodynamic efficiency of the blade, thus adding to the problems of connecting the tip cap still to the sheet. The problems become even more complicated when cooling requirements for that portion of the blade tip that extends beyond the tip cap are taken into account will.

Es ist deshalb eine Aufgabe der vorliegenden Erfindung, eine Spitzenkappenkonfiguration für ein Turbomaschinenblatt zu schaffen, die die Probleme der bekannten Konfigurationen überwindet. Es ist eine weitere Aufgabe der Erfindung, eine derartige Spitzenkappenkonfiguration zu schaffen, die durch den Blatteil mechanisch befestigt ist und für eine flügel- bzw. stromlinienförmige Spitze sorgt, die frei von Verformung und in der Lage ist, durch Kühlmittel vom Innenraum des Blattes her gekühlt zu werden. Weiter-It is therefore an object of the present invention to provide a tip cap configuration for a turbomachine blade, which overcomes the problems of the known configurations. It is another object of the invention to provide such a tip cap configuration to create, which is mechanically attached by the blade part and for a wing or streamlined Point that is free from deformation and capable of being cooled by coolant from the interior of the blade. Further-

409845/0332409845/0332

hin besteht eine der Erfindung zugrundeliegende Aufgabe darin, ein neues Verfahren zur Herstellung eines Turbomaschinenblattes zu schaffen, das- die Spit zenkappenkonfigurat ion gemäß der Erfindung aufweist. *an object on which the invention is based is to develop a new method for producing a turbomachine blade to create that the Spit zenkappenkonfigurat ion according to the invention having. *

Kurz gesagt, werden die vorstehenden und ähnliche, damit in Beziehung stehende Aufgaben durch ein hohles Turbomaschinenblatt gelöst, das zunächst mit einem sich nach außen erweiternden offenen Spitzenende versehen ist. Das nach außen-erweiterte offene Ende ist mit Spitzenkappensitzen versehen, die entlang den Innenwänden des hohlen Blatteiles angeordnet und einstückig mit diesen ausgebildet sind. Weiterhin sind Spitzenkappenhalter einstückig mit den Innenwänden des hohlen Blattes ausgebildet und in einem kurzen Abstand von dem Spitzenkappensitz angeordnet. Die Spitzenkappe, die einen im allgemeinen U-förmigen Querschnitt aufweisen kann, ist in das nach außen erweiterte offene Ende eingesetzt und auf den Spitzenkappensitzen angeordnet. Das erweiterte Ende wird dann in einen nicht verformten flügeiförmigen Teil umgekröpft bzw. umgebogen, so daß die Spitzenkappenhalter über der Spitzenkappe angeordnet sind, wodurch die Spitzenkappe zwischen den Sitzen und den Haltern eingeschlossen ist. Um den Umfang der Spitzenkappe herum sind Kühlmittellöcher angeordnet, und zwar in einem solchen Winkel, daß Kühlmittel gegen die Innenseiten des Spitzenabschnittes des flügel- bzw. stromlinienförmigen Teiles prallen.In short, the foregoing and the like are related to it standing tasks through a hollow turbo machine blade solved, which is initially provided with an outwardly widening open tip end. The outwardly expanded open The end is provided with tip cap seats which are located along the inner walls of the hollow blade part and are integral therewith are trained. Furthermore, tip cap holders are formed integrally with the inner walls of the hollow sheet and located a short distance from the tip cap seat. The tip cap, which is generally U-shaped in cross section may have is inserted into the outwardly flared open end and disposed on the tip cap seats. The extended The end is then crimped or bent over into a non-deformed wing-shaped part, so that the tip cap holder are positioned over the tip cap, thereby sandwiching the tip cap between the seats and the holders. To the Coolant holes are arranged around the circumference of the tip cap, at such an angle that coolant against the insides of the tip section of the wing-shaped or streamlined part.

Die Erfindung wird nun mit weiteren Merkmalen und Vorteilen anhand der folgenden Beschreibung und der beigefügten Zeichnung eines Ausführungsbeispiels näher erläutert.The invention will now be based on further features and advantages the following description and the accompanying drawing of an exemplary embodiment.

Fig. 1 ist eine axiale Schnittansicht von einer bekannten Spitzenkappenkonfiguration. Figure 1 is an axial sectional view of a known tip cap configuration.

Fig. 2 ist eine Draufsicht auf eine andere bekannte Spitzenkappenkonfigurat ion .Figure 2 is a top plan view of another known tip cap configuration ion.

409845/0332409845/0332

Fig. 3 ist eine Schnittansicht nach einem Schnitt entlang der Linie 3-3 in.Pig. 2.FIG. 3 is a sectional view after a section along FIG Line 3-3 in.Pig. 2.

Fig. 4 ist eine Teilschnittansicht der Spitzenkappenkonfiguration gemäß dem Ausführungsbeispiel der Erfindung und zeigt einen Anfangsschritt bei der Herstellung.4 is a partial sectional view of the tip cap configuration according to the embodiment of the invention and shows an initial step in manufacturing.

Fig. 5 ist eine Teilschnittansicht ähnlich Fig. 4 nach einem Schnitt im wesentlichen entlang der Linie 5 - 5 in Fig. und zeigt die vollständige Spitzenkappenkonfiguration.FIG. 5 is a partial sectional view similar to FIG. 4 after a section taken substantially along line 5-5 in FIG. and shows the complete tip cap configuration.

Fig. 6 ist eine Draufsicht auf die Spitzenkappenkonfiguration gemäß dem Ausführungsbeispiel der Erfindung.6 is a top plan view of the tip cap configuration according to the embodiment of the invention.

In den verschiedenen Figuren entsprechen gleiche Bezugszahlen gleichen Elementen. In den Figuren 1 bis 3 sind bekannte Versuche zur Spitzenkappenhalterung gezeigt. Beispielsweise besteht ein Anfangsversuch zur Halterung einer Spitzenkappe 10 in dem offenen Ende 12 des flügeiförmigen Blattes einfach darin, daß das Spitzenkappenende direkt an die Seitenwände 14 und 16 des flügeiförmigen Blattes angelötet bzw. angeschweißt wird. In einem derartigen Fall würde eine geeignete Lotlegierung 18 an der Verbindung zwischen der Spitzenkappe 10 und den Seitenwänden und l6 angeordnet, und die Baueinheit wurde in einem geeigneten Ofen erhitzt. Dieser Konfigurationstyp besaß normalerweise eine ausreichende Abdichtung, aber eine schlechte mechanische Integrität aufgrund der Unbeständigkeit der Lot- bzw. Schweißverbindung. In the various figures, the same reference numbers correspond to the same elements. Known experiments are shown in FIGS shown for tip cap holder. For example, an initial attempt is made to support a tip cap 10 in FIG the open end 12 of the wing-shaped blade simply by attaching the tip cap end directly to the side walls 14 and 16 of the wing-shaped sheet is soldered or welded on. In such a case, a suitable solder alloy 18 would be applied to the Connection between the tip cap 10 and the side walls 16 and 16, and the assembly was in a suitable Oven heated. This type of configuration usually had adequate sealing but poor mechanical integrity due to the instability of the soldered or welded connection.

Um die Betriebssicherheit dieser Gestaltung zu verbessern, wurden gelegentlich getrennte Halterungsglieder, wie beispielsweise ein Stift 20, durch Löcher 22 hindurch eingesetzt, die in den 'Seitenwänden 14 und Io des Blattes angeordnet sind. Die Stifte 20 wurden dann mittels einer geeigneten Lot- bzw. Schweißlegierung 24 mit den Seitenwänden 14 und 16 verlötet. Diese Kon-In order to improve the reliability of this design, separate support members, such as a pin 20 inserted through holes 22 located in the side walls 14 and Io of the sheet. The pencils 20 were then made using a suitable solder or welding alloy 24 soldered to the side walls 14 and 16. This con-

4098A5/03324098A5 / 0332

figuration verbesserte die mechanische Integrität der Verbindung und hielt die Spitzenkappe in ihrer Lage, aber sie unterbrach die äußere Flügelform aufgrund der vorstehenden Teile der Stifte 20 und der Lötlegierung 24, die auf der Außenseite der Seitenwände 14 und 16 angeordnet sind. Die Stifte 20 vergrößerten auch die Beanspruchung an der Spitze und -sorgten für zusätzliches Gewicht und Komplexität des Aufbaues.figuration improved mechanical integrity of the connection and holding the top cap in place, but they broke the outer wing shape due to the projecting parts of the pins 20 and the braze alloy 24, which are arranged on the outside of the side walls 14 and sixteenth The pins 20 also added stress on the tip and added weight and complexity to the structure.

Ein weiterer Versuch zur Halterung der Spitzenkappen ohne eine zusätzliche Komplizierung des Blattes ist in den Figuren 2 und gezeigt, wo eine Spitzenkappe 26 zwischen zwei Seitenwänden 28 und 30 angeordnet ist und Spitzenabschnitte 32 und 34 der Seitenwände 28 bzw. 30 an gewissen Stellen entlang dem Flügel in Richtung aufeinander umgekröpft sind, wie es in den Figuren 2 und 3 gezeigt ist. Durch das Umbiegen der Abschnitte 32 und 34 wurde die Spitzenkappe 26 an dem Flügelblatt befestigt. Die in den Figuren 2 und 3 gezeigte Gestaltung verzerrt jedoch die gewünschte Flügelform an der Blattspitze, wodurch möglicherweise der Gesamtwirkungsgrad eines derartigen Blattes verschlechtert wird.Another attempt at holding the tip caps without additional complication of the blade is shown in FIGS shown where a tip cap 26 is disposed between two side walls 28 and 30 and tip portions 32 and 34 of the side walls 28 or 30 at certain points along the wing in Are bent towards each other, as shown in Figures 2 and 3. By bending over sections 32 and 34 the tip cap 26 was attached to the blade. The design shown in Figures 2 and 3, however, distorts the desired one Wing shape at the tip of the blade, which may reduce the overall efficiency of such a blade will.

In den Figuren 4 bis 6 ist nun ein Turbomaschinenblatt gezeigt, das gemäß der Erfindung aufgebaut und Insgesamt mit der Bezugszahl 36 versehen ist. Das Blatt 36 ist mit einem hohlen Flügelabschnitt 38 versehen, der ein Paar Seitenwände 40 und 42 aufweist, die eine Innenkammer bzw. einen Innenhohlraum 44 bilden.In FIGS. 4 to 6, a turbine machine blade is now shown which is constructed in accordance with the invention and is provided overall with the reference number 36. The blade 36 has a hollow wing section 38 having a pair of side walls 40 and 42 defining an interior chamber and an interior cavity 44, respectively.

Wie am besten aus Fig. 4 zu ersehen ist, wird das Turbomaschinenblatt 36 zunächst mit einem sich nach außen erweiternden offenen ■ Ende 46 versehen, das durch im Winkel angeordnete Spitzenenden 48 und 50 der Seitenwände 40 und 42 gebildet ist. Etwa an der Stelle, wo die gewinkelten Spitzenenden 48 und.50 beginnen, sind die Seitenwände 40 und 42 eingedreht bzw. eingeschnitten, um fürAs best seen in Figure 4, the turbomachine blade is 36 initially with an outwardly widening open ■ End 46 formed by angled tip ends 48 and 50 of side walls 40 and 42. About the Where the angled tip ends 48 and 50 begin, the side walls 40 and 42 are turned in or cut in order for

Spitzenkappensitze 52 bzw. 54 zu sorgen. Ein kurzes radiales Stück oberhalb von jedem der Spitzenkappensitze 52 und 54 sindPointed cap seats 52 and 54, respectively. A short radial Just above each of the tip cap seats 52 and 54 are

409845/0332409845/0332

die Seitenwände 40 und 42 mit Spi'tzenkappenhalterungsteilen versehen, die bei dem vorliegenden Ausführungsbeispiel die Form einer Vielzahl von Anschlägen 5β und 58 haben, die mit den gewinkelten Spitzenenden 48 und 50 der Seitenwände 40 und 42 einstückig ausgebildet sind.the side walls 40 and 42 are provided with spiked cap holder parts which, in the present embodiment, are in the form of a plurality of stops 5β and 58 which are integrally formed with the angled tip ends 48 and 50 of the side walls 40 and 42.

Wie weiterhin in Fig. 4 gezeigt ist, ist das nach außen erweiterte offene Ende 46 des Turbomaschinenblattes auf eine ausreichende Weite erweitert, so daß die Spitzenkappe 60 durch die Öffnung hindurch eingesetzt werden kann, die zwischen den Anschlägen 56 und 53 gebildet und auf den Spitzenkappensitzen 52 und 54 angeordnet ist. Die Spitzenkappe 60 kann die Form eines Gußstückes oder eines geprägten Stückes haben und kann, wie es in den Figuren 4 und 5 gezeigt ist, mit einem im allgemeinen U-förmigen Querschnitt versehen sein, der einen Buchtabschnitt 62 und ein Paar aufrechtstehende Schenkelteile 64 und 66 aufweist. Wie in Fig. gezeigt ist, bildet die Spitzenkappe 60 eine im allgemeinen stromlinienförmige flache Platte, die die gesamte öffnung abzudichten vermag, die zwischen den Seitenwän'den 40 und 42 des Turbomaschinenblattes 36 gebildet ist.As further shown in Figure 4, the outwardly flared open end 46 of the turbomachine blade is flared to a sufficient width that the tip cap 60 can be inserted through the opening formed between the stops 56 and 53 and on the tip cap seats 52 and 54 is arranged. The tip cap 60 may take the form of a casting or an embossed piece have and can, as shown in Figures 4 and 5, be provided with a shaped U-generally cross-sectional view showing a bight portion 62 and a pair of upright leg portions 64 and 66 having. As shown in FIG. 1, the tip cap 60 forms a generally streamlined flat plate capable of sealing the entire opening formed between the sidewalls 40 and 42 of the turbomachine blade 36.

Die Spitzenkappe 60 ist mit einer Vielzahl von Kühlmittellöehern68 versehen, die durch den Buchtabschnitt 62 hindurchführen. Jedes der Löcher 68 ist in einem Winkel o£(Fig. 5) in bezug auf die Vertikale gebohrt oder gegossen, so daß es Kühlmittel gegen die Innenseiten der Seitenwände 40 und 42 nahe dem Bereich der Anschläge 56 und 58 richtet. Weiterhin sind, wie in Fig. 6 gezeigt ist, die Löcher 68 im Abstand um den gesamten Umfang der Spitzenkappe 60 herum angeordnet. Die im Winkel angeordneten Löcher und die Beabstandung um den gesamten Umfang der Spitzenkappe herum bilden zwei Hauptmerkmale, nämlich die verbesserte Kühlung im •Spitzenbereich und die verbesserte aerodynamische Abdichtung an der Blattspitze. Da eine Vielzahl kleiner Löcher gleichförmig im Abstand um den Umfang der Spitzenkappe herum angeordnetThe tip cap 60 is provided with a plurality of coolant holes 68 which pass through the bay section 62. Each of the holes 68 is at an angle o £ (Fig. 5) with respect to the Vertical drilled or cast so that there is coolant against the insides of the side walls 40 and 42 near the area of the stops 56 and 58. Furthermore, as shown in FIG the holes 68 are spaced around the entire circumference of the tip cap 60. The angled holes and the spacing around the entire perimeter of the tip cap form two main features, namely the improved cooling in the • tip area and the improved aerodynamic sealing the tip of the leaf. Because a plurality of small holes are uniformly spaced around the circumference of the tip cap

409845/0332409845/0332

ist die heiße Gasluftströmung noch besser daran gehindert, über die Blattspitze in den oberhalb der Spitzenkappe 60 gebildeten Hohlraum auszutreten, als es bei einer kleineren Anzahl von großen Löchern 70 der Fall ist, die in der in Fig. 2 gezeigten Spitzenkappe vorgesehen sind.the hot gas air flow is even better prevented from passing over the blade tip into the areas formed above the tip cap 60 Cavity than is the case with a smaller number of large holes 70, those in the tip cap shown in FIG are provided.

Sobald die Spitzenkappe 60 auf den Spitzenkappensitzen 52 und 54 angeordnet ist, wie es in Fig. 4 gezeigt ist, werden die im Winkel angeordneten Enden 48 und 50 der Seitenwände 40 und 42, beispielsweise durch Umbiegen, in die in den Figuren 5 und^gezeigte Konfiguration gebracht, woraufhin die Spitzenkappe 60 zwischen den Sitzen 52 und 54 und den Anschlägen 56 und 58 eingeschlossen ist*. Wenn das Umbiegen abgeschlossen ist, sind die Seitenwände 40 und 42 mit glatten Außenkonturen 72 und 74 versehen, die ihrerseits eine gewünschte Flügelkonfiguration entlang der gesamten radialen Höhe des Blattes bilden. Mit anderen Worten werden keine Unterbrechungen in der äußeren Flügelform nahe der Spitze des Blattes hervorgerufen, während trotzdem die Spitzenkappe 60 mechanisch daran befestigt ist. Wie aus Fig. 5 ersichtlich ist, resultiert die glatte Außenkontur in einer geraden radialen Linie für die Außenkontur, wenn an irgendeinem Punkt zwischen der vorderen undOnce the tip cap 60 is on the tip cap seats 52 and 54 is arranged as shown in Fig. 4, the at an angle arranged ends 48 and 50 of the side walls 40 and 42, for example by bending, into the configuration shown in Figures 5 and ^ brought, whereupon the tip cap 60 is trapped between the seats 52 and 54 and the stops 56 and 58 *. When the bending is complete, the side walls 40 and 42 are provided with smooth outer contours 72 and 74, which in turn form a desired wing configuration along the entire radial height of the blade. In other words, there will be no interruptions caused in the outer wing shape near the tip of the blade, while nevertheless the tip cap 60 is mechanical attached to it. As can be seen from Fig. 5, the smooth outer contour results in a straight radial line for the Outline if at any point between the front and

die hinteren Kante des Blattes ein Schnitt durch/Blattspitze gelegtthe rear edge of the sheet is cut through / the tip of the sheet

Bei gewissen Applikationen kann es wünschenswert sein, für eine bessere fluidische Abdichtung für die Spitzenkappe 60 zu sorgen. In einem derartigen Fall kann eine geeignete Lot- bzw. Schweißlegierung um den Umfang der Spitzenkappe 60 herum angeordnet werden, bevor oder nachdem diese auf den Spitzenkappensitzen 52 und 54 angeordnet worden ist, wie es in Fig. 4 gezeigt ist. Wenn die Seitenwände 40 und 42 in der in den Figuren 5 und 6 gezeigten Weise geformt sind, kann das Blatt anschließend in einen Ofen eingebracht werden, in dem die Lötlegierung erhitzt wird, um eine Dichtung zu bilden und um ferner die Spitzenkappe 60 in ihrer Lage zu haltern. Wie am besten In den Figuren 4 und 5 gezeigt ist,In certain applications, it may be desirable to provide a better fluidic seal for the tip cap 60. In such a case, a suitable solder alloy may be placed around the periphery of the tip cap 60 before or after it is placed on the tip cap seats 52 and 54, as shown in FIG. With the side walls 40 and 42 shaped as shown in Figures 5 and 6, the sheet can then be placed in an oven where the solder alloy is heated to form a seal and also to keep the tip cap 60 in place to hold. As best shown in Figures 4 and 5,

409845/0332409845/0332

sind die aufrecht stehenden Schenkelteile 64 und 66 der Spitzenkappe 60 so bemessen,· daß sie zwischen die Spitzenkappensitze 52 und 5^ und die Halterungsteile oder Anschläge 56 und 58 passen Auf diese Weise ist die Spitzenkappe 60 an einer gewünschten Lage sowohl mechanisch befestigt als auch, wenn nötig, an dem Turbomaschinenblatt angelötet bzw. angeschweißt.The upright leg portions 64 and 66 of the tip cap 60 are dimensioned to fit between the tip cap seats 52 and 5 ^ and the mounting portions or stops 56 and 58. In this way, the tip cap 60 is both mechanically attached to a desired location and if necessary, soldered or welded to the turbo machine blade.

409845/0332409845/0332

Claims (7)

AnsprücheExpectations 1.jTurbomaschinenblatt mit einem-Wurzelabschnitt, einem fluge1- -' förmigen hohlen Hauptkörper, der ein Paar Seitenwände aufweist, die dazwischen eine Innenkammer bilden, mit einer Blattplattform, die den Wurzelabschnitt von dem hohlen Hauptkörper teilt und die Innengrenzen des Flügels bildet, und mit einer Spitzenkappe, die die äußeren Grenzen der Innenkammer bildet, dadurch gekennzeichnet, daß jede der Seitenwände (40, 42) einen Spitzenkappensitz (52, 54), der einstückig damit auf der Innenseite der Seitenwände ausgebildet ist, und wenigstens ein Spitzenkappenhalterungsteil (56, 58) aufweist, der einstückig damit auf der Innenseite ausgebildet und mit' radialem Abstand von dem Sitz (52, 54) angeordnet ist derart, daß die Spitzenkappe (60) zwischen den Sitzen (52,54) und den Halterungsteilen (56, 58) einschließbar und dadurch mechanisch an dem Blatt (36) befestigbar ist.1.jTurbomachine blade with a root portion, a fluge1- ' shaped hollow main body having a pair of side walls defining an interior chamber therebetween, with a blade platform dividing the root portion from the hollow main body and forming the inner boundaries of the wing, and with a tip cap defining the outer boundaries of the interior chamber, characterized in that each of the side walls (40, 42) has a tip cap seat (52, 54) integrally formed therewith on the inside of the side walls and at least one tip cap support portion (56, 58 ) which is integrally formed therewith on the inside and is arranged at a radial distance from the seat (52, 54) such that the tip cap (60) can be enclosed between the seats (52, 54) and the mounting parts (56, 58) and thereby mechanically attachable to the blade (36). 2. Turbomaschinenblatt nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet , daß der hohle Hauptkörper (38) im Bereich der Spitzenkappe (60) eine glatte Außenkontur (bei 72, 74) aufweist.2. Turbomachine blade according to claim 1, characterized that the hollow main body (38) has a smooth outer contour in the region of the tip cap (60) (at 72, 74). 3. Turbomaschinenblatt nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet , daß die Spitzenkappe (60) einen im allgemeinen U-förmigen Querschnitt besitzt, der einen Buchtabschnitt (62) und ein Paar Schenkelteile (64, 66) aufweist .3. Turbomachine blade according to claim 1, characterized in that the tip cap (60) has a generally U-shaped cross-section which has a bay portion (62) and a pair of leg portions (64, 66) . 4. Turbomaschinenblatt nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß jeder der Schenkelteile (64, 66) derart bemessen ist, daß er zwischen den Sitz (52,- 54) und einen der Halterungsteile (56, 58) paßt. x 4. Turbomachine blade according to claim 3, characterized in that each of the leg parts (64, 66) is dimensioned such that it fits between the seat (52, - 54) and one of the mounting parts (56, 58). x 409845/0332409845/0332 5. Turbomaschinenblatt nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet , daß der Buchtabschnitt (62) viele Kühlmittellöcher (68) aufweist.5. Turbomachine blade according to claim 4, characterized characterized in that the bay section (62) has many coolant holes (68). 6. Turbomaschinenblatt nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet , daß die Löcher (68) um den Umfang der Spitzenkappe (60) herum im Abstand angeordnet sind.6. Turbomachine blade according to claim 5, characterized in that the holes (68) around the The circumference of the tip cap (60) are spaced around. " " 7. Turbomaschinenblatt nach Anspruch 5 oder 6S dadurch gekennzeichnet , daß die Löcher (68) derart im Winkel angeordnet sind, daß sie Kühlmittel in Richtung auf die Halterungsteile (56, 58) und die Seitenwände (40, 42) richten.7. Turbomachine blade according to claim 5 or 6 S, characterized in that the holes (68) are arranged at an angle such that they direct coolant in the direction of the mounting parts (56, 58) and the side walls (40, 42). 8. Turbomaschinenblatt nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet , daß der hohle Hauptkörper (38) von einem Punkt unterhalb des Bereiches der Spitzenkappe (60) bis sum Äußenende des hohlen Hauptkörpers eine glatte Außenkontur aufweist.8. Turbomachine blade according to claim 4, characterized in that the hollow main body (38) a smooth outer contour from a point below the area of the tip cap (60) to the outer end of the hollow main body having. 9· Verfahren zur Herstellung eines hohlen Turbomaschinenblattes, dadurch gekennzeichnet, daß ein flügel- bzw. stromlinienförmiges Blatt (36) mit einem sich nach außen erweiternden offenen Spitzenende gebildet wird, eine Spitzenkappe (60) in dem sich nach außen erweiternden offenen Ende angeordnet und das erweiterte offene Ende umgebogen bzw. gekröpft wird, so daß eine glatte Flügelkontur (72, 7*0 von einem Punkt unterhalb der Spitzenkappe bis zum Außenende des Blattes gebildet ist.9 method of manufacturing a hollow turbo machine blade, characterized in that a wing or streamlined blade (36) with a outwardly flaring open tip end is formed, a tip cap (60) in the outwardly flaring arranged open end and the extended open end is bent or cranked, so that a smooth wing contour (72.7 * 0 from a point below the tip cap to the Outer end of the sheet is formed. 10. Verfahren nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, daß zusätzlich das flügeiförmige Blatt (36) mit einem Spitzenkappensitz (52, 54 ); der integral mit der Innenwand (40, 42) des sich erweiternden offenen Spitzenendes ausge-10. The method according to claim 9, characterized in that in addition the wing-shaped sheet (36) with a tip cap seat (52, 54) ; formed integrally with the inner wall (40, 42) of the flared open tip end. 409845/0332409845/0332 - li -- li - bildet wird, und wenigstens einem Spitzenkappenhalterungsteil • (5o, 58) versehen wird, der im Abstand von dem Spitzenkappensitz angeordnet und in der Lage ist, die Spitzenkappe nach dem Umbiegen zu haltern.and at least one tip cap support part • (5o, 58) is provided which is spaced from the tip cap seat arranged and able to hold the tip cap after bending. 11. Verfahren nach Anspruch 10,' dadurch gekennzeichnet , daß das Blatt (36) gegossen wird.11. The method according to claim 10, 'characterized in that the sheet (36) is cast. 12. Verfahren nach Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet , daß die Spitzenkappe (60) an dem Blatt(36) angelötet bzw. angeschweißt wird.12. The method according to claim 10, characterized that the tip cap (60) is soldered or welded to the blade (36). 409.845/0332409.845 / 0332 LeLe e rs e ι tee rs e ι te
DE2418888A 1973-04-27 1974-04-19 TURBO MACHINE BLADE WITH TIP CAP Pending DE2418888A1 (en)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US355150A US3899267A (en) 1973-04-27 1973-04-27 Turbomachinery blade tip cap configuration

Publications (1)

Publication Number Publication Date
DE2418888A1 true DE2418888A1 (en) 1974-11-07

Family

ID=23396414

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
DE2418888A Pending DE2418888A1 (en) 1973-04-27 1974-04-19 TURBO MACHINE BLADE WITH TIP CAP

Country Status (12)

Country Link
US (1) US3899267A (en)
JP (1) JPS5031402A (en)
AU (1) AU471766B2 (en)
BE (1) BE814272A (en)
CA (1) CA996864A (en)
DE (1) DE2418888A1 (en)
ES (2) ES425740A1 (en)
FR (1) FR2227428B1 (en)
GB (1) GB1458734A (en)
IT (1) IT1007996B (en)
NL (1) NL7405529A (en)
SE (2) SE390434B (en)

Families Citing this family (46)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3982851A (en) * 1975-09-02 1976-09-28 General Electric Company Tip cap apparatus
US4010531A (en) * 1975-09-02 1977-03-08 General Electric Company Tip cap apparatus and method of installation
US3994622A (en) * 1975-11-24 1976-11-30 United Technologies Corporation Coolable turbine blade
US4169020A (en) * 1977-12-21 1979-09-25 General Electric Company Method for making an improved gas seal
US4214355A (en) * 1977-12-21 1980-07-29 General Electric Company Method for repairing a turbomachinery blade tip
US4247254A (en) * 1978-12-22 1981-01-27 General Electric Company Turbomachinery blade with improved tip cap
US4390320A (en) * 1980-05-01 1983-06-28 General Electric Company Tip cap for a rotor blade and method of replacement
US4487550A (en) * 1983-01-27 1984-12-11 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Cooled turbine blade tip closure
US4589823A (en) * 1984-04-27 1986-05-20 General Electric Company Rotor blade tip
US4540339A (en) * 1984-06-01 1985-09-10 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force One-piece HPTR blade squealer tip
US4608128A (en) * 1984-07-23 1986-08-26 General Electric Company Method for applying abrasive particles to a surface
US4712979A (en) * 1985-11-13 1987-12-15 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Self-retained platform cooling plate for turbine vane
US4893987A (en) * 1987-12-08 1990-01-16 General Electric Company Diffusion-cooled blade tip cap
US5667359A (en) * 1988-08-24 1997-09-16 United Technologies Corp. Clearance control for the turbine of a gas turbine engine
US5183385A (en) * 1990-11-19 1993-02-02 General Electric Company Turbine blade squealer tip having air cooling holes contiguous with tip interior wall surface
GB2256434A (en) * 1991-06-04 1992-12-09 Rolls Royce Plc Abrasive medium
US5660523A (en) * 1992-02-03 1997-08-26 General Electric Company Turbine blade squealer tip peripheral end wall with cooling passage arrangement
US5603603A (en) * 1993-12-08 1997-02-18 United Technologies Corporation Abrasive blade tip
JP3137527B2 (en) * 1994-04-21 2001-02-26 三菱重工業株式会社 Gas turbine blade tip cooling system
US5672261A (en) * 1996-08-09 1997-09-30 General Electric Company Method for brazing an end plate within an open body end, and brazed article
US5733102A (en) * 1996-12-17 1998-03-31 General Electric Company Slot cooled blade tip
JP3453268B2 (en) * 1997-03-04 2003-10-06 三菱重工業株式会社 Gas turbine blades
WO2000019065A1 (en) 1998-09-30 2000-04-06 Siemens Aktiengesellschaft Gas turbine moving blade and a method for producing a gas turbine moving blade
US6190129B1 (en) 1998-12-21 2001-02-20 General Electric Company Tapered tip-rib turbine blade
US6086328A (en) * 1998-12-21 2000-07-11 General Electric Company Tapered tip turbine blade
US6231307B1 (en) * 1999-06-01 2001-05-15 General Electric Company Impingement cooled airfoil tip
JP4649763B2 (en) * 2001-04-05 2011-03-16 株式会社Ｉｈｉ Cooling air adjustment structure for turbine blades
US6558119B2 (en) 2001-05-29 2003-05-06 General Electric Company Turbine airfoil with separately formed tip and method for manufacture and repair thereof
US6634860B2 (en) 2001-12-20 2003-10-21 General Electric Company Foil formed structure for turbine airfoil tip
US7059834B2 (en) * 2003-01-24 2006-06-13 United Technologies Corporation Turbine blade
US20050091848A1 (en) * 2003-11-03 2005-05-05 Nenov Krassimir P. Turbine blade and a method of manufacturing and repairing a turbine blade
US7001151B2 (en) * 2004-03-02 2006-02-21 General Electric Company Gas turbine bucket tip cap
US7556477B2 (en) * 2005-10-04 2009-07-07 General Electric Company Bi-layer tip cap
ATE459783T1 (en) * 2006-05-31 2010-03-15 Siemens Ag TURBINE BLADE
US7726944B2 (en) * 2006-09-20 2010-06-01 United Technologies Corporation Turbine blade with improved durability tip cap
US7918642B2 (en) * 2007-01-10 2011-04-05 United Technologies Corporation Instrument port seal for RF measurement
US7722326B2 (en) * 2007-03-13 2010-05-25 Siemens Energy, Inc. Intensively cooled trailing edge of thin airfoils for turbine engines
US7922451B1 (en) 2007-09-07 2011-04-12 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with blade tip cooling passages
FR2934008B1 (en) * 2008-07-21 2015-06-05 Turbomeca AUBE HOLLOW TURBINE WHEEL HAVING A RIB
DE102008047043A1 (en) * 2008-09-13 2010-03-18 Mtu Aero Engines Gmbh A gas turbine blade, gas turbine blade, gas turbine blade replacement, and gas turbine blade repair method
US8608443B2 (en) 2010-06-11 2013-12-17 Siemens Energy, Inc. Film cooled component wall in a turbine engine
US8734107B2 (en) * 2011-05-31 2014-05-27 General Electric Company Ceramic-based tip cap for a turbine bucket
FR2983517B1 (en) * 2011-12-06 2013-12-20 Snecma COLD TURBINE VANE FOR GAS TURBINE ENGINE.
US9186757B2 (en) 2012-05-09 2015-11-17 Siemens Energy, Inc. Method of providing a turbine blade tip repair
US9470102B2 (en) 2012-05-09 2016-10-18 Siemens Energy, Inc. Crack resistant turbine vane and method for vane containment cap attachment
JP6462332B2 (en) * 2014-11-20 2019-01-30 三菱重工業株式会社 Turbine blade and gas turbine

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2213940A (en) * 1937-07-07 1940-09-03 Jendrassik George Rotor for gas turbines and rotary compressors
US3626568A (en) * 1969-04-23 1971-12-14 Avco Corp Method for bonding pins into holes in a hollow turbine blade
US3761201A (en) * 1969-04-23 1973-09-25 Avco Corp Hollow turbine blade having diffusion bonded therein
US3628885A (en) * 1969-10-01 1971-12-21 Gen Electric Fluid-cooled airfoil
US3635587A (en) * 1970-06-02 1972-01-18 Gen Motors Corp Blade cooling liner
US3732031A (en) * 1970-06-17 1973-05-08 Gen Motors Corp Cooled airfoil

Also Published As

Publication number Publication date
JPS5031402A (en) 1975-03-27
NL7405529A (en) 1974-10-29
BE814272A (en) 1974-10-28
CA996864A (en) 1976-09-14
ES446914A1 (en) 1977-05-16
SE390434B (en) 1976-12-20
AU471766B2 (en) 1976-04-29
FR2227428A1 (en) 1974-11-22
FR2227428B1 (en) 1978-04-21
GB1458734A (en) 1976-12-15
ES425740A1 (en) 1976-12-16
IT1007996B (en) 1976-10-30
US3899267A (en) 1975-08-12
SE7607258L (en) 1976-06-23
AU6750174A (en) 1975-10-09

Similar Documents

Publication Publication Date Title
DE2418888A1 (en) TURBO MACHINE BLADE WITH TIP CAP
DE2413292A1 (en) SHEET COOL INSERT HOLDER FOR TURBO MACHINERY
DE2627670C3 (en) Cooled blade
DE1247072B (en) Hollow blade, especially for gas turbines
DE1157432B (en) Blade for flow machines, especially for axial gas turbines
DE2542320A1 (en) FEEDING BUSHINGS
DE2932940B2 (en) Air-cooled hollow blade for gas turbines
DE2909315A1 (en) BUCKET FOR GAS TURBINE ENGINES
DE102007002326A1 (en) Turbine blade and vane construction
DE2309824A1 (en) METHOD OF MANUFACTURING A HOLLOW BUCKET
DE2732948C2 (en) Pump impeller
DE3720847A1 (en) STEM FOR A MOTOR VEHICLE, PARTICULARLY PERSONAL VEHICLES
EP3219917B1 (en) Turbomachine blade assembly, corresponding turbomaschine and manufacturing method
DE2720924A1 (en) FLAP CONNECTION FOR FIXED MUTUAL CONNECTING OF PANEL PIECES AND METHOD FOR PRODUCING SUCH A FLAP CONNECTION
DE19941133C1 (en) Blade crown ring for gas turbine aircraft engine has each blade provided with curved transition region between blade surface and blade platform fitting in opening in carrier band
DE968525C (en) Centrifugal machine hollow blade
DE700360C (en)
EP2133574A2 (en) Spatial protective guard for axial fans and method of producing the protective guard
DE1039535B (en) Device for vibration damping of hot steam or hot gas turbine blades or compressor blades
DE1428280A1 (en) Wing in frame construction in welded, riveted or screwed design, especially for axial fans of large dimensions and high performance
DE3228495A1 (en) SUN VISOR, ESPECIALLY FOR VEHICLES, AND METHOD FOR THEIR PRODUCTION
DE4003901C2 (en)
CH298591A (en) Blading on turbomachines with axial flow.
DE917950C (en) With a support and support body provided hollow wing blade for propellers and process for its manufacture
DE955113C (en) Rotor wing spar with an extruded tubular part

Legal Events

Date Code Title Description
OHJ Non-payment of the annual fee