ITMI20071928A1

ITMI20071928A1 - REVERSE CUTTING WITH A PALLET / DISC SWINGING TAIL FOR THE PALLET / DISC STRENGTH REDUCTION

Info

Publication number: ITMI20071928A1
Authority: IT
Inventors: Christopher Johnson; Daniel Snook; William Zemitis
Original assignee: Gen Electric
Priority date: 2007-10-05
Filing date: 2007-10-05
Publication date: 2008-04-27

Description

DESCRIZIONE dell’invenzione industriale DESCRIPTION of the industrial invention

STATO DELLA TECNICA DELL’INVENZIONE STATE OF THE INVENTION TECHNIQUE

[0001] La presente invenzione si riferisce alla tecnologia della turbina a gas e, più particolarmente, ad una coda di rondine di paletta e/o disco modificata progettata per deviare il percorso del carico della paletta attorno ad una caratteristica di concentrazione della sollecitazione nel disco sul quale la paletta viene montata e/o una caratteristica di concentrazione della sollecitazione nella paletta stessa. The present invention relates to gas turbine technology and, more particularly, to a modified vane and / or disc dovetail designed to deflect the load path of the vane around a stress concentration characteristic in the disc on which the vane is mounted and / or a stress concentration characteristic in the vane itself.

[0002] Alcuni dischi di turbina a gas comprendono una pluralità di code di rondine distanziate circonferenzialmente attorno alla periferia esterna del disco che definiscono scanalature a coda di rondine tra queste. Ciascuna delle scanalature a coda di rondine riceve in una direzione assiale una paletta formata con una porzione a profilo alare o aerodinamico ed una coda di rondine di paletta avente una forma complementare alle scanalature a coda di rondine. Some gas turbine discs include a plurality of dovetails spaced circumferentially around the outer periphery of the disc which define dovetail grooves therebetween. Each of the dovetail grooves receives in an axial direction a vane formed with an airfoil or aerodynamic profile portion and a vane dovetail having a shape complementary to the dovetail grooves.

[0003] Le palette possono essere raffreddate dall’aria che entra attraverso una scanalatura di raffreddamento nel disco e attraverso incavature o scanalature formate nelle porzioni a coda di rondine delle palette. Tipicamente, la scanalatura di raffreddamento si estende circonferenzialmente a 360° attraverso le code di rondine e le scanalature a coda di rondine alternate. [0003] The vanes can be cooled by the air that enters through a cooling groove in the disc and through recesses or grooves formed in the dovetail portions of the vanes. Typically, the cooling groove extends circumferentially 360 ° through the alternating dovetails and dovetail grooves.

[0004] E’ stato trovato che collocazioni di interfaccia tra le code di rondine della paletta e le scanalature a coda di rondine sono collocazioni che limitano potenzialmente la durata a causa di carichi della paletta sospesi e della geometria di concentrazione della sollecitazione. In passato, tagli inversi a coda di rondine sono stati utilizzati in alcuni motori a turbina per togliere sollecitazioni. Questi tagli inversi, comunque, erano minori in natura e non erano relativi al problema qui individuato. Inoltre, le collocazioni e le quantità di materiale rimosse non erano ottimizzate per massimizzare un bilanciamento tra riduzione della sollecitazione sul disco, riduzione della sollecitazione sulle palette, e una durata utile delle palette. [0004] It has been found that interface locations between the dovetails of the blade and the dovetail grooves are locations that potentially limit the life due to suspended blade loads and the stress concentration geometry. In the past, reverse dovetail cuts have been used in some turbine engines to remove stress. These reverse cuts, however, were minor in nature and were not related to the problem identified here. Additionally, the locations and amounts of material removed were not optimized to maximize a balance between reduced disc stress, reduced blade stress, and blade life.

BREVE DESCRIZIONE DELL’INVENZIONE BRIEF DESCRIPTION OF THE INVENTION

[0005] La presente domanda di conseguenza descrive un metodo per ridurre la sollecitazione su almeno uno tra un disco di turbina e una paletta di turbina, in cui una pluralità di palette di turbina sono attaccabili al disco, e in cui ciascuna delle palette di turbina comprende una coda di rondine di paletta impegnabile in una scanalatura a coda di rondine sagomata in maniera corrispondente nel disco. Il metodo può comprendere: (a) determinare un punto di inizio per un taglio inverso a coda di rondine rispetto ad una linea data, il punto di inizio individuando uno spezzone del taglio inverso a coda di rondine lungo un asse della coda di rondine; (b) determinare un angolo di taglio per il taglio inverso a coda di rondine; e (c) rimuovere materiale da almeno una tra la coda di rondine di paletta oppure la scanalatura a coda di rondine del disco secondo il punto di inizio e l’angolo di taglio per formare il taglio inverso a coda di rondine. Il punto di inizio e l’angolo di taglio possono essere ottimizzati secondo la geometria della paletta e del disco per massimizzare un bilanciamento tra riduzione della sollecitazione sul disco, riduzione della sollecitazione sulla paletta, una durata utile delle palette di turbina, e mantenere o migliorare il comportamento aeromeccanico della paletta di turbina. La linea data può essere posizionata ad una distanza fissa da una faccia anteriore della coda di rondine della paletta lungo una linea centrale dell’asse della coda di rondine, e la fase (a) può essere messa in pratica in modo tale che il punto di inizio del taglio inverso a coda di rondine è almeno approssimativamente 1.645 pollici in una direzione anteriore dalla linea data. The present application accordingly describes a method of reducing stress on at least one of a turbine blade and a turbine blade, wherein a plurality of turbine blades are attachable to the blade, and wherein each of the turbine blades comprises a blade dovetail engageable in a correspondingly shaped dovetail groove in the disc. The method may comprise: (a) determining a starting point for a reverse dovetail cut with respect to a given line, the starting point by identifying a portion of the reverse dovetail cut along an axis of the dovetail; (b) determining a cutting angle for the reverse dovetail cut; and (c) remove material from at least one of the dovetail dovetail or the dovetail groove of the disc according to the starting point and the cutting angle to form the reverse dovetail cut. Start point and cutting angle can be optimized according to blade and blade geometry to maximize a balance between blade stress reduction, blade stress reduction, turbine blade life, and maintaining or improving the aeromechanical behavior of the turbine blade. The given line can be placed at a fixed distance from a front face of the dovetail of the vane along a center line of the dovetail axis, and step (a) can be practiced such that the point of start of the reverse dovetail cut is at least approximately 1.645 inches in a forward direction from the given line.

[0006] In alcune forme di realizzazione, ciascuna delle palette di turbina può essere configurata per funzionare entro un primo stadio di una turbina 7FA. La fase (b) può essere messa in pratica in modo tale che l’angolo di taglio è un massimo di circa 3°. In altre forme di realizzazione, la fase (b) può essere messa in pratica in modo tale che l’angolo di taglio è circa 0.7°. La distanza fissa dalla faccia anteriore della coda di rondine della paletta per la linea data è approssimativamente 2.470 pollici. In some embodiments, each of the turbine blades can be configured to operate within a first stage of a 7FA turbine. Step (b) can be put into practice in such a way that the cutting angle is a maximum of about 3 °. In other embodiments, step (b) can be practiced in such a way that the cutting angle is about 0.7 °. The fixed distance from the front face of the vane dovetail for the given line is approximately 2,470 inches.

[0007] In alcune forme di realizzazione, l’ottimizzazione del punto di inizio e dell’angolo di taglio può essere messa in pratica eseguendo analisi di elementi finiti sulla geometria della paletta e del disco. La fase (b) può essere messa in pratica determinando angoli di taglio multipli per definire il taglio inverso a coda di rondine con una superficie non piana. La fase (c) può essere messa in pratica rimuovendo materiale dalla coda di rondine della paletta. In altre forme di realizzazione, la fase (c) può essere messa in pratica rimuovendo materiale dalla scanalatura a coda di rondine del disco. La fase (c) può anche essere messa in pratica rimuovendo materiale dalla coda di rondine della paletta e dalla scanalatura a coda di rondine del disco. La fase (c) inoltre può essere messa in pratica in modo tale che un angolo risultante basato sul materiale rimosso dalla coda di rondine della paletta e dalla scanalatura a coda di rondine del disco non supera l’angolo di taglio. [0007] In some embodiments, the optimization of the starting point and the cutting angle can be put into practice by performing finite element analysis on the geometry of the blade and the disc. Step (b) can be practiced by determining multiple cutting angles to define the reverse dovetail cut with a non-flat surface. Step (c) can be practiced by removing material from the dovetail of the vane. In other embodiments, step (c) may be practiced by removing material from the dovetail groove of the disc. Step (c) can also be practiced by removing material from the dovetail of the vane and the dovetail groove of the disc. Step (c) can also be practiced in such a way that a resulting angle based on the material removed from the dovetail of the blade and the dovetail groove of the disc does not exceed the cutting angle.

[0008] La presente domanda ulteriormente descrive una paletta di turbina che può comprendere un profilo alare o aerodinamico e una coda di rondine della paletta, la coda di rondine della paletta essendo sagomata corrispondente ad una scanalatura a coda di rondine in un disco di turbina. La coda di rondine della paletta può comprendere un taglio inverso a coda di rondine dimensionato e posizionato secondo la geometria della paletta per massimizzare un bilanciamento tra riduzione della sollecitazione sul disco, riduzione di sollecitazione sulla paletta, una durata utile della paletta di turbina, e mantenere o migliorare il comportamento aeromeccanico della paletta di turbina. Un punto di inizio del taglio inverso a coda di rondine, che definisce uno spezzone del taglio inverso a coda di rondine lungo un asse della coda di rondine, può essere determinato rispetto ad una linea data posizionata ad una distanza fissa da una faccia anteriore della coda di rondine della paletta lungo una linea centrale dell’asse della coda di rondine. Il punto di inizio del taglio inverso a coda di rondine può essere almeno approssimativamente 1.645 pollici in una direzione anteriore dalla linea data. The present application further describes a turbine blade which may comprise an airfoil or aerodynamic profile and a blade dovetail, the blade dovetail being shaped corresponding to a dovetail groove in a turbine disc. The vane dovetail may comprise a reverse dovetail cut sized and positioned according to the vane geometry to maximize a balance between disc stress reduction, vane stress reduction, turbine blade life, and maintain or improve the aeromechanical behavior of the turbine blade. A starting point of the reverse dovetail cut, which defines a length of the reverse dovetail cut along an axis of the dovetail, can be determined with respect to a given line positioned at a fixed distance from a front face of the tail dovetail dovetail along a center line of the dovetail axis. The starting point of the reverse dovetail cut may be at least approximately 1.645 inches in a forward direction from the given line.

[0009] In alcune forme di realizzazione, ciascuna delle palette di turbina può essere configurata per funzionare entro un primo stadio di una turbina 7FA. Un angolo di taglio del taglio inverso a coda di rondine può essere un massimo di circa 3°. In alcune forme di realizzazione, un angolo di taglio del taglio inverso a coda di rondine può essere circa 0.7°. La distanza fissa dalla faccia anteriore della coda di rondine della paletta per la linea data può essere approssimativamente 2.470 pollici. In alcune forme di realizzazione, il taglio inverso a coda di rondine può avere una superficie non piana. In some embodiments, each of the turbine blades can be configured to operate within a first stage of a 7FA turbine. A cut angle of the reverse dovetail cut can be a maximum of about 3 °. In some embodiments, a cut angle of the reverse dovetail cut may be about 0.7 °. The fixed distance from the front face of the vane dovetail for the given line can be approximately 2,470 inches. In some embodiments, the dovetail reverse cut may have a non-flat surface.

[0010] La presente domanda ulteriormente descrive una paletta di turbina che comprende un profilo alare o aerodinamico e una coda di rondine della paletta, la coda di rondine della paletta essendo sagomata corrispondente ad una scanalatura a coda di rondine in un disco di turbina. Ciascuna delle palette di turbina può essere configurata per funzionare entro un primo stadio di una turbina 7FA e la coda di rondine della paletta comprende un taglio inverso a coda di rondine. Un punto di inizio del taglio inverso a coda di rondine, che definisce uno spezzone del taglio inverso a coda di rondine lungo un asse della coda di rondine, può essere determinato rispetto ad una linea data posizionata ad una distanza fissa da una faccia anteriore della coda di rondine di paletta lungo una linea centrale dell’asse della coda di rondine. Il punto di inizio del taglio inverso a coda di rondine può essere almeno approssimativamente 1.645 pollici in una direzione anteriore dalla linea data. Un angolo di taglio del taglio inverso a coda di rondine può essere un massimo di circa 3°. The present application further discloses a turbine blade which comprises an airfoil or aerodynamic profile and a blade dovetail, the blade dovetail being shaped corresponding to a dovetail groove in a turbine disc. Each of the turbine blades can be configured to operate within a first stage of a 7FA turbine and the dovetail of the blade comprises a reverse dovetail cut. A starting point of the reverse dovetail cut, which defines a length of the reverse dovetail cut along an axis of the dovetail, can be determined with respect to a given line positioned at a fixed distance from a front face of the tail dovetail dovetail along a central line of the dovetail axis. The starting point of the reverse dovetail cut may be at least approximately 1.645 inches in a forward direction from the given line. A cut angle of the reverse dovetail cut can be a maximum of about 3 °.

[0011] In alcune forme di realizzazione, un angolo di taglio del taglio inverso a coda di rondine può essere circa 0.7°. La distanza fissa dalla faccia anteriore della coda di rondine della paletta dalla linea data può essere approssimativamente 2.470 pollici. Queste ed altre caratteristiche della presente domanda diventeranno evidenti dalla analisi della seguente descrizione dettagliata delle preferite forme di realizzazione quando prese insieme con i disegni e le rivendicazioni allegate. In some embodiments, a cutting angle of the reverse dovetail cut can be about 0.7 °. The fixed distance from the front face of the dovetail dovetail to the given line can be approximately 2,470 inches. These and other features of the present application will become apparent from the analysis of the following detailed description of the preferred embodiments when taken in conjunction with the accompanying drawings and claims.

BREVE DESCRIZIONE DEI DISEGNI BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS

[0012] La FIGURA 1 è una vista prospettica di un segmento di disco esemplificativo di turbina a gas con una paletta di turbina a gas attaccata; FIGURE 1 is a perspective view of an exemplary gas turbine disc segment with a gas turbine blade attached;

[0013] la FIGURA 2 è una vista prospettica del lato di pressione della paletta di turbina a gas esemplificativa; FIGURE 2 is a perspective view of the pressure side of the exemplary gas turbine blade;

[0014] la FIGURA 3 è una vista prospettica del lato di aspirazione della paletta di turbina a gas esemplificativa; FIGURE 3 is a perspective view of the suction side of the exemplary gas turbine blade;

[0015] le FIGURE 4-7 illustrano viste chiuse dall’alto di aree a coda di rondine della paletta o del disco nelle quali materiale può essere rimosso; [0015] FIGURES 4-7 illustrate closed top views of dovetailed areas of the vane or disc in which material can be removed;

[0016] le FIGURE 8 e 9 illustrano un’area di rimozione di materiale per una paletta o un disco di stadio 1 in una prima categoria di turbina di un primo tipo (una turbina 6FA); [0016] FIGURES 8 and 9 illustrate a material removal area for a blade or a stage 1 disc in a first category of turbine of a first type (a 6FA turbine);

[0017] le FIGURE 10 e 11 illustrano un’area di rimozione di materiale per una paletta o un disco di stadio 1 nella prima categoria di turbina di un secondo tipo (una turbina 6FA+e); [0017] FIGURES 10 and 11 illustrate a material removal area for a blade or a stage 1 disc in the first category of a second type turbine (a 6FA + e turbine);

[0018] la FIGURA 12 mostra un’area di rimozione di materiale per una paletta o un disco di stadio 2 nella prima categoria di turbina del secondo tipo (la turbina 6FA+e); [0018] Figure 12 shows a material removal area for a blade or a stage 2 disc in the first category of turbine of the second type (the turbine 6FA + e);

[0019] le FIGURE 13 e 14 illustrano un’area di rimozione di materiale per una paletta o un disco di stadio 1 in una seconda categoria di turbina di un primo tipo (una turbina 7FA+e); [0019] FIGURES 13 and 14 illustrate a material removal area for a blade or a stage 1 disc in a second category of turbine of a first type (a 7FA + e turbine);

[0020] la FIGURA 15 mostra un’area di rimozione di materiale per un lato di pressione di una paletta o un disco di stadio 2 nella seconda categoria di turbina del primo tipo (la turbina 7FA+e); [0020] Figure 15 shows a material removal area for a pressure side of a blade or a stage 2 disc in the second category of turbine of the first type (the turbine 7FA + e);

[0021] la FIGURA 16 mostra un’area di rimozione di materiale per un lato di aspirazione di una paletta o un disco di stadio 2 nella seconda categoria di turbina del primo tipo (la turbina 7FA+e); [0021] Figure 16 shows a material removal area for a suction side of a blade or a stage 2 disc in the second category of turbine of the first type (the turbine 7FA + e);

[0022] le FIGURE 17 e 18 illustrano un’area di rimozione di materiale per una paletta o un disco di stadio 1 in una terza categoria di turbina del primo tipo (una turbina 9FA+e); [0022] FIGURES 17 and 18 illustrate a material removal area for a blade or a stage 1 disc in a third category of turbine of the first type (a 9FA + e turbine);

[0023] la FIGURA 19 mostra un’area di rimozione di materiale per un lato di pressione di una paletta o un disco di stadio 2 nella terza categoria di turbina del primo tipo (la turbina 9FA+e); [0023] FIGURE 19 shows a material removal area for a pressure side of a blade or a stage 2 disc in the third category of turbine of the first type (the turbine 9FA + e);

[0024] la FIGURA 20 mostra un’area di rimozione di materiale per un lato di aspirazione di una paletta o un disco di stadio 2 nella terza categoria di turbina del primo tipo (la turbina 9FA+e); [0024] Figure 20 shows a material removal area for a suction side of a vane or a stage 2 disc in the third category of turbine of the first type (the turbine 9FA + e);

[0025] le FIGURE 21-30 illustrano la determinazione della linea data W per ciascuna paletta o disco di uno stadio di ciascuna categoria e tipo di turbina; FIGURES 21-30 illustrate the determination of the given line W for each blade or disc of a stage of each category and type of turbine;

[0026] le FIGURE 31 e 32 illustrano un’area di rimozione di materiale per una paletta o un disco di stadio 1 nella terza categoria di turbina di un secondo tipo (una turbina 9FA); [0026] FIGURES 31 and 32 illustrate a material removal area for a blade or a stage 1 disc in the third category of turbine of a second type (a 9FA turbine);

[0027] le FIGURE 33 e 34 illustrano un’area di rimozione di materiale per una paletta o un disco di stadio 1 nella seconda categoria di turbina di un secondo tipo (una turbina 7FA); e [0027] FIGURES 33 and 34 illustrate a material removal area for a blade or a stage 1 disc in the second category of turbine of a second type (a 7FA turbine); And

[0028] le FIGURE 35 e 36 illustrano un’area di rimozione di materiale per una paletta o un disco di stadio 2 nella seconda categoria di turbina del secondo tipo (una turbina 7FA). [0028] FIGURES 35 and 36 illustrate a material removal area for a blade or a stage 2 disc in the second category of turbine of the second type (a 7FA turbine).

DESCRIZIONE DETTAGLIATA DELL’INVENZIONE DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION

[0029] La FIG. 1 è una vista prospettica di un segmento di disco esemplificativo di turbina a gas 10 nel quale è fissata una paletta di turbina a gas 12. Il disco di turbina a gas 10 comprende una scanalatura a coda di rondine 14 che riceve una coda di rondine della paletta sagomata in maniera corrispondente 16 per fissare la paletta di turbina a gas 12 al disco 10. Le FIGG. 2 e 3 mostrano lati opposti di una sezione di fondo della paletta di turbina a gas 12 comprendente un profilo alare o aerodinamico 18 e la coda di rondine della paletta 16. La FIG. 2 illustra un cosiddetto lato di pressione della paletta di turbina a gas 12, e la FIG. 3 illustra un cosiddetto lato di aspirazione della paletta di turbina a gas 12. [0029] FIG. 1 is a perspective view of an exemplary gas turbine disc segment 10 in which a gas turbine blade 12 is attached. The gas turbine disc 10 includes a dovetail groove 14 which receives a dovetail of the Correspondingly shaped vane 16 for securing the gas turbine vane 12 to disk 10. FIGS. 2 and 3 show opposite sides of a bottom section of the gas turbine blade 12 including an airfoil or airfoil 18 and the dovetail of the blade 16. FIG. 2 illustrates a so-called pressure side of the gas turbine blade 12, and FIG. 3 illustrates a so-called suction side of the gas turbine blade 12.

[0030] Le scanalature a coda di rondine 14 sono tipicamente dette scanalature di “entrata assiali” in quanto le code di rondine 16 delle palette 12 sono inserite nelle scanalature a coda di rondine 14 in una direzione generalmente assiale, vale a dire, generalmente parallela ma obliqua all’asse del disco 10. The dovetail grooves 14 are typically called "axial entry" grooves since the dovetails 16 of the vanes 12 are inserted into the dovetail grooves 14 in a generally axial direction, that is, generally parallel but oblique to the axis of the disc 10.

[0031] Un esempio di una caratteristica di concentrazione della sollecitazione del disco di turbina a gas è la scanalatura di raffreddamento. La faccia a monte od a valle della paletta e del disco 10 può essere provvista di una scanalatura di raffreddamento anulare che si estende circonferenzialmente interamente a 360°, passando attraverso la porzione radialmente interna di ciascuna coda di rondine 16 e scanalatura a coda di rondine 14. Sarà apprezzato che quando le palette sono installate sul disco rotore 10, aria di raffreddamento (ad esempio aria di scarico di un compressore) viene alimentata alla scanalatura di raffreddamento che a sua volta alimenta aria di raffreddamento nelle porzioni radialmente interne delle scanalature a coda di rondine 14 per la trasmissione attraverso incavature o scanalature (non mostrate) che si aprono attraverso le porzioni di base delle palette 12 per raffreddare l’interno delle porzioni a profilo alare oppure aerodinamico delle palette 18. An example of a stress concentrating characteristic of the gas turbine disc is the cooling groove. The upstream or downstream face of the vane and disc 10 may be provided with an annular cooling groove which extends circumferentially entirely through 360 °, passing through the radially inner portion of each dovetail 16 and dovetail groove 14 It will be appreciated that when the vanes are installed on the rotor disc 10, cooling air (e.g. exhaust air from a compressor) is fed to the cooling groove which in turn supplies cooling air into the radially inner portions of the tail grooves. swallow 14 for transmission through recesses or grooves (not shown) which open through the base portions of the vanes 12 to cool the interior of the airfoil or aerodynamic portions of the vanes 18.

[0032] Un secondo esempio di una caratteristica di concentrazione della sollecitazione del disco di turbina a gas è la scanalatura a filo metallico di trattenimento della paletta. La faccia a monte od a valle della paletta 12 e del disco 10 può essere provvista di una scanalatura di trattenimento anulare che si estende circonferenzialmente interamente a 360°, passando attraverso la porzione radialmente interna di ciascuna coda di rondine 16 e scanalatura a coda di rondine 14. Sarà apprezzato che quando le palette sono installate sul disco rotore 10, un filo metallico di trattenimento della paletta viene inserito nella scanalatura a filo metallico di trattenimento che a sua volta realizza il trattenimento assiale per le palette. A second example of a stress concentrating feature of the gas turbine disc is the blade retaining wire groove. The upstream or downstream face of the vane 12 and disc 10 may be provided with an annular retaining groove which extends circumferentially fully 360 °, passing through the radially inner portion of each dovetail 16 and dovetail groove. 14. It will be appreciated that when the vanes are installed on the rotor disc 10, a metal wire retaining the blade is inserted into the metal wire retaining groove which in turn provides axial retention for the vanes.

[0033] Le caratteristiche qui descritte sono generalmente applicabili a qualunque profilo alare o aerodinamico e interfaccia del disco. La struttura illustrata nelle FIGG. 1-3 è semplicemente rappresentativa di molte costruzioni di disco e paletta differenti attraverso differenti categorie di turbine. Per esempio, almeno tre categorie di turbine a gas comprendenti dischi e palette di dimensioni e configurazioni differenti sono fabbricate da General Elecrtic Company (“GE”) di Schenectady, New York. Queste comprendono: (1) una prima categoria di turbine, turbine GE 6FA e 6FA+e; (2) una seconda categoria di turbine, turbine GE 7FA e 7FA+e; e (3) una terza categoria di turbine, turbine GE 9FA e 9FA+e. Ciascuna turbina comprende in aggiunta stadi multipli entro la turbina avente geometrie di paletta e disco variabili. The features described herein are generally applicable to any airfoil or aerodynamic profile and disk interface. The structure illustrated in FIGS. 1-3 is simply representative of many different blade and disc constructions across different turbine categories. For example, at least three categories of gas turbines comprising discs and blades of different sizes and configurations are manufactured by General Elecrtic Company (“GE”) of Schenectady, New York. These include: (1) a first category of turbines, GE 6FA and 6FA + and turbines; (2) a second category of turbines, GE 7FA and 7FA + e turbines; and (3) a third category of turbines, GE turbines 9FA and 9FA + e. Each turbine additionally includes multiple stages within the turbine having variable blade and disc geometries.

[0034] E’ stato scoperto che le superfici di interfaccia tra la coda di rondine della paletta 16 e la scanalatura a coda di rondine del disco 14 sono sottoposte a concentrazioni di sollecitazione che sono collocazioni che limitano potenzialmente la durata del disco di turbina 10 e/o della paletta di turbina 12. Sarebbe desiderabile ridurre tali concentrazioni di sollecitazione per massimizzare il tempo di durata del disco e/o della paletta senza avere un impatto negativamente sul tempo di durata o sul comportamento aeromeccanico delle palette di turbina a gas. It has been found that the interface surfaces between the dovetail of the blade 16 and the dovetail groove of the disc 14 are subjected to stress concentrations which are locations that potentially limit the life of the turbine disc 10 and / or the turbine blade 12. It would be desirable to reduce such stress concentrations to maximize the life time of the blade and / or blade without negatively impacting the life time or aeromechanical behavior of the gas turbine blades.

[0035] Con riferimento alle FIGG. 4-7, la coda di rondine della paletta di turbina a gas 16 comprende un certo numero di facce o punte di pressione 20 sul lato di pressione della coda di rondine e un certo numero di facce o punte di pressione 20 sul lato di aspirazione della coda di rondine. A seconda della categoria della turbina e dello stadio della paletta e del disco, un taglio inverso 22 può essere praticato sull’una o l’altra od entrambe l’estremità posteriore del lato di aspirazione e l’estremità anteriore del lato di pressione delle punte a coda di rondine della paletta 20 o delle punte a coda di rondine del disco 21 (vedi FIG. 1). Con particolare riferimento alle FIGG. 6 e 7, il taglio inverso 22 è formato rimuovendo materiale dalle facce di pressione 20 della coda di rondine della paletta 16 o della scanalatura a coda di rondine del disco 14. Il materiale può essere rimosso utilizzando qualunque procedimento appropriato come un procedimento di rettifica o fresatura o simile, che può essere uguale o simile al procedimento corrispondente utilizzato per formare la coda di rondine della paletta 16 o la scanalatura a coda di rondine del disco 14. [0035] With reference to FIGS. 4-7, the dovetail of the gas turbine blade 16 comprises a number of pressure faces or tips 20 on the pressure side of the dovetail and a number of pressure faces or tips 20 on the suction side of the dovetail. Depending on the category of the turbine and the stage of the vane and disc, a reverse cut 22 can be made on either or both the rear end of the suction side and the front end of the pressure side of the tips. dovetail of the blade 20 or of the dovetail tips of the disc 21 (see FIG. 1). With particular reference to FIGS. 6 and 7, the reverse cut 22 is formed by removing material from the pressure faces 20 of the dovetail of the vane 16 or the dovetail groove of the disc 14. The material can be removed using any appropriate process such as a grinding process or milling or the like, which may be the same or similar to the corresponding process used to form the dovetail of the vane 16 or the dovetail groove of the disc 14.

[0036] La quantità di materiale da rimuovere e di conseguenza la dimensione del taglio inverso 22 è determinata dapprima determinando un punto di inizio per il taglio inverso a coda di rondine rispetto ad una linea data, il punto di inizio definendo lo spezzone del taglio inverso a coda di rondine lungo l’asse della coda di rondine. Un angolo di taglio è anche determinato per il taglio inverso a coda di rondine, l’angolo esemplificativo mostrato nelle FIGG. 6 e 7 è un massimo di 3°. Il punto di inizio e l’angolo di taglio sono ottimizzati secondo la geometria della paletta e del disco per massimizzare un bilanciamento tra riduzione di sollecitazione sul disco di turbina a gas 10, riduzione di sollecitazione della paletta di turbina a gas 12, una durata utile della paletta di turbina a gas 12, e mantenere o migliorare il comportamento aeromeccanico della paletta di turbina a gas. Quindi, se un taglio inverso a coda di rondine 22 è troppo ampio, il taglio inverso avrà un effetto negativo sul tempo di durata della paletta di turbina 12. Se il taglio inverso a coda di rondine è tropo piccolo, sebbene la durata della paletta di turbina sarà massimizzato, concentrazioni di sollecitazione nella interfaccia tra la paletta di turbina e il disco non saranno minimizzate e il disco non trarrebbe beneficio da un tempo di durata massimizzato. [0036] The amount of material to be removed and consequently the size of the reverse cut 22 is first determined by determining a starting point for the reverse dovetail cut with respect to a given line, the starting point by defining the segment of the reverse cut dovetail along the dovetail axis. A cutting angle is also determined for the reverse dovetail cut, the exemplary angle shown in FIGS. 6 and 7 is a maximum of 3 °. The start point and the cutting angle are optimized according to the blade and blade geometry to maximize a balance between stress reduction on the gas turbine blade 10, stress reduction on the gas turbine blade 12, a useful life of the gas turbine blade 12, and maintain or improve the aeromechanical behavior of the gas turbine blade. Therefore, if a reverse dovetail cut 22 is too large, the reverse cut will have a negative effect on the life time of the turbine blade 12. If the reverse dovetail cut is too small, although the life of the turbine blade turbine will be maximized, stress concentrations in the interface between the turbine blade and the disk will not be minimized and the disk would not benefit from a maximized lifetime.

[0037] Il taglio inverso 22 può essere piano oppure come mostrato in linea tratteggiata in FIG. 6, il taglio inverso 22’ può alternativamente essere non piano. In questo contesto, l’angolo di taglio è definito come un angolo di taglio di inizio. Per alcune categorie di turbine, l’angolo di taglio è pertinente dal punto di inizio fino al taglio inverso 22, 22’è abbastanza profondo che la faccia di carico della paletta della coda di rondine della paletta 16 perde contatto con la scanalatura a coda di rondine del disco 14. Una volta che il contatto è perso con la scanalatura del disco 14, qualsiasi taglio di qualsiasi profondità o forma all’esterno dell’involucro definito sarebbe accettabile. The reverse cut 22 may be flat or as shown in dashed line in FIG. 6, the reverse cut 22 'can alternatively be non-flat. In this context, the cutting angle is defined as a starting cutting angle. For some categories of turbines, the angle of cut is relevant from the starting point up to the reverse cut 22, 22 is deep enough that the load face of the dovetail vane of vane 16 loses contact with the tail groove. disc swallow 14. Once contact is lost with the disc groove 14, any cut of any depth or shape outside the defined shell would be acceptable.

[0038] Come discusso sopra, dove la coda di rondine della paletta 16 e la scanalatura a coda di rondine del disco 14 comprende un certo numero di punte 20, un punto di inizio e/o un angolo di taglio per il taglio inverso a coda di rondine può essere determinato separatamente per ciascuno del numero di punte. In un contesto relativo, come anche indicato sopra, i tagli inversi a coda di rondine possono essere formati in uno od entrambi il lato di pressione e il lato di aspirazione della paletta e/o disco di turbina. As discussed above, where the dovetail of the vane 16 and the dovetail groove of the disc 14 comprises a number of tips 20, a start point and / or a cutting angle for the reverse tail cut dovetail can be determined separately for each of the number of tips. In a related context, as also indicated above, the reverse dovetail cuts may be formed in one or both of the pressure side and the suction side of the turbine blade and / or disc.

[0039] L’ottimizzazione del punto di inizio e dell’angolo di taglio per il taglio inverso a coda di rondine è determinata eseguendo analisi di elementi finiti sulla geometria della paletta e del disco. Carichi termici e strutturali virtuali basati su dati del motore sono applicati alle griglie degli elementi finiti della paletta e del disco per simulare condizioni di funzionamento del motore. La geometria di taglio non inverso e una serie di geometrie di taglio inverso variabili sono analizzate utilizzando il modello di elemento finito. Una funzione di trasferimento tra la geometria di taglio inverso e le sollecitazioni della paletta e del disco è presupposta dalle analisi di elementi finiti. Le sollecitazioni predette sono poi correlate a dati del campo utilizzando dati di materiali di proprietà al fine di predire le durate della paletta e del disco e il comportamento aeromeccanico della paletta per ciascuna geometria di taglio inverso. Il campo di geometria di taglio inverso ottimale e di geometria di taglio inverso accettabile sono determinati attraverso la considerazione sia della durata della paletta e del disco sia del comportamento aeromeccanico della paletta. [0039] The optimization of the starting point and the cutting angle for the reverse dovetail cut is determined by performing finite element analysis on the geometry of the blade and the disc. Virtual thermal and structural loads based on engine data are applied to the finite element grids of the vane and disc to simulate engine operating conditions. Non-inverse cut geometry and a number of variable inverse cut geometries are analyzed using the finite element model. A transfer function between the inverse shear geometry and the vane and disc stresses is assumed by finite element analyzes. The predicted stresses are then correlated to field data using proprietary material data in order to predict the lifetimes of the blade and disc and the aeromechanical behavior of the blade for each reverse cut geometry. The range of optimal reverse cutting geometry and acceptable reverse cutting geometry are determined through consideration of both the life of the vane and disc and the aeromechanical behavior of the vane.

[0040] La linea data W varia anch’essa secondo la geometria della paletta o del disco. La linea data W è posizionata ad una distanza fissa da una faccia anteriore della coda di rondine della paletta o del disco lungo una linea centrale dell’asse della coda di rondine. Le FIGG. 21-30 illustrano la definizione della linea data W per ciascuna delle categorie di turbine General Electric indicate sopra e per ciascuno stadio di paletta e di disco. Per esempio, la FIG. 21 illustra la definizione della linea data W per una paletta e un disco di stadio 1 nella prima categoria di turbina di un primo tipo (la turbina 6FA), dove la linea data W è collocata a 1.704 pollici da una faccia anteriore della coda di rondine della paletta e del disco lungo la linea centrale (S dato) dell’asse della coda di rondine. La FIG. 22 illustra la definizione della linea data W per una paletta e un disco di stadio 1 nella prima categoria di turbina di un secondo tipo (la turbina 6FA+e), dove la linea data W è collocata a 1.698 pollici da una faccia anteriore della coda di rondine della paletta e del disco lungo la linea centrale (S dato) dell’asse della coda di rondine. La FIG. 23 illustra la definizione della linea data W per una paletta e un disco di stadio 2 nella prima categoria di turbina del secondo tipo (la turbina 6FA+e), dove la linea data W è collocata a 1.936 pollici da una faccia anteriore della coda di rondine della paletta e del disco lungo la linea centrale (S dato) dell’asse della coda di rondine. [0040] The data line W also varies according to the geometry of the blade or disc. The data line W is positioned at a fixed distance from a front face of the dovetail of the blade or disc along a central line of the dovetail axis. FIGS. 21-30 illustrate the definition of the given line W for each of the General Electric turbine categories indicated above and for each blade and disc stage. For example, FIG. 21 illustrates the definition of the given line W for a stage 1 vane and disc in the first turbine category of a first type (the 6FA turbine), where the given line W is located 1,704 inches from a front face of the dovetail of the vane and disc along the center line (S given) of the dovetail axis. FIG. 22 illustrates the definition of the given line W for a stage 1 vane and disc in the first turbine category of a second type (the 6FA + e turbine), where the given line W is located 1,698 inches from a front face of the tail dovetail and disc dovetail along the center line (S given) of the dovetail axis. FIG. 23 illustrates the definition of the given line W for a stage 2 vane and disc in the first turbine category of the second type (the 6FA + e turbine), where the given line W is located 1,936 inches from a front face of the dovetail and disc dovetail along the center line (S given) of the dovetail axis.

[0041] La FIG. 24 mostra la dimensione come 2.470 pollici per una paletta e un disco di stadio 1 nella seconda categoria di turbina di un primo tipo (la turbina 7FA+e). La FIG. 25 mostra la dimensione come 2.817 pollici per una paletta e un disco di stadio 2 nella seconda categoria di turbina di un secondo tipo (la turbina 7FA+e). [0041] FIG. 24 shows the size as 2,470 inches for a blade and a stage 1 disc in the second turbine category of a first type (the 7FA + e turbine). FIG. 25 shows the size as 2,817 inches for a blade and a stage 2 disc in the second turbine category of a second type (the 7FA + e turbine).

[0042] La FIG. 26 mostra la dimensione come 2.964 pollici per una paletta e un disco di stadio 1 nella terza categoria di turbina di un primo tipo (la turbina 9FA+e). La FIG. 27 mostra la dimensione come 3.379 pollici per una paletta e un disco di stadio 2 nella terza categoria di turbina del primo tipo (la turbina 9FA+e). La FIG. 28 mostra la dimensione come 2.964 pollici per una paletta e un disco di stadio 1 nella terza categoria di turbina di un secondo tipo (la turbina 9FA). [0042] FIG. 26 shows the dimension as 2,964 inches for a blade and a stage 1 disc in the third turbine category of a first type (the 9FA + e turbine). FIG. 27 shows the dimension as 3,379 inches for a blade and a stage 2 disc in the third turbine category of the first type (the 9FA + e turbine). FIG. 28 shows the dimension as 2,964 inches for a blade and a stage 1 disc in the third turbine category of a second type (the 9FA turbine).

[0043] La FIG. 29 mostra la dimensione come 2.470 pollici per una paletta e un disco di stadio 1 nella seconda categoria di turbina di un secondo tipo (la turbina 7FA). La FIG. 30 mostra la dimensione come 2.817 pollici per una paletta e un disco di stadio 2 nella seconda categoria di turbina del secondo tipo (la turbina 7FA). La linea data W realizza un punto di riferimento identificabile per ciascuna paletta e disco di stadio di ciascuna categoria di turbina per collocare il punto di inizio del taglio inverso a coda di rondine ottimizzato. [0043] FIG. 29 shows the size as 2,470 inches for a blade and a stage 1 disc in the second turbine category of a second type (the 7FA turbine). FIG. 30 shows the size as 2,817 inches for a blade and a stage 2 disc in the second turbine category of the second type (the 7FA turbine). The given line W realizes an identifiable reference point for each blade and stage disc of each turbine category to locate the starting point of the optimized reverse dovetail cut.

[0044] Dettagli del punto di inizio e dell’angolo di taglio ottimizzato per ciascuna categoria di turbina in ciascun rispettivo stadio di paletta e disco saranno descritti con riferimento alle FIGG. 8-20 e 31-36. Come notato, il punto di inizio e l’angolo di taglio ottimizzato per ciascun taglio inverso a coda di rondine sono stati determinati utilizzando analisi di elementi finiti al fine di massimizzare un bilanciamento tra riduzione della sollecitazione sul disco di turbina a gas, riduzione della sollecitazione sulle palette di turbina a gas, una durata utile delle palette di turbina a gas, e mantenere o migliorare il comportamento aeromeccanico della paletta di turbina a gas. Sebbene dimensioni specifiche saranno descritte, l’invenzione non è necessariamente intesa per essere limitata a tali dimensioni specifiche. Il taglio inverso a coda di rondine massimo è misurato dalla distanza nominale al punto di inizio mostrato dalla linea data W. Attraverso le analisi di elementi finiti, è stato determinato che un taglio inverso a coda di rondine più ampio porterebbe a sacrifici nella durata accettabile della paletta di turbina a gas. Nel descrivere le dimensioni ottimali, valori separati possono essere determinati per il numero di punte 20 della coda di rondine della paletta 16 e/o delle scanalature a coda di rondine del disco 14. [0044] Details of the starting point and the optimized cutting angle for each turbine category in each respective blade and disc stage will be described with reference to FIGS. 8-20 and 31-36. As noted, the start point and optimized shear angle for each dovetail reverse cut were determined using finite element analysis in order to maximize a balance between stress reduction on the gas turbine disc, stress reduction. on the gas turbine blades, a service life of the gas turbine blades, and maintaining or improving the aeromechanical behavior of the gas turbine blade. Although specific dimensions will be described, the invention is not necessarily intended to be limited to such specific dimensions. The maximum reverse dovetail cut is measured from the nominal distance to the starting point shown by the given line W. Through finite element analyzes, it was determined that a larger reverse dovetail cut would lead to sacrifices in the acceptable duration of the blade of gas turbine. In describing the optimum dimensions, separate values can be determined for the number of dovetail tips 20 of the vane 16 and / or the dovetail grooves of the disc 14.

[0045] Le FIGG. 8 e 9 illustrano i valori per la paletta e il disco di stadio 1 nella prima categoria di turbina del primo tipo (la turbina 6FA), che contiene tre serie di punte a coda di rondine qui identificate dalla ampiezza generale tra le serie di punte, dove il punto di inizio del taglio inverso a coda di rondine è almeno 1.619 pollici in una direzione posteriore dalla linea data W per la punta ampia, almeno 1.552 pollici in una direzione posteriore dalla linea data W per la punta intermedia, e almeno 1.419 pollici nella direzione posteriore dalla linea data per la punta ristretta. L’angolo di taglio è un massimo di 3°. [0045] FIGS. 8 and 9 illustrate the values for the vane and disc of stage 1 in the first turbine category of the first type (the 6FA turbine), which contains three sets of dovetail tips identified here by the general width between the sets of tips, where the starting point of the reverse dovetail cut is at least 1.619 inches in a posterior direction from the given line W for the broad tip, at least 1.552 inches in a posterior direction from the given line W for the intermediate tip, and at least 1.419 inches in the posterior direction from the line given for the narrow tip. The cutting angle is a maximum of 3 °.

[0046] Le FIGG. 10 e 11 illustrano i valori per la paletta e il disco di stadio 1 nella prima categoria di turbina del secondo tipo (la turbina 6FA+e), che contiene tre serie di punte a coda di rondine qui identificate dalla ampiezza generale tra le serie di punte, dove il punto di inizio del taglio inverso a coda di rondine è almeno 1.549 pollici in una direzione posteriore dalla linea data W per la punta ampia e la punta intermedia e almeno 1.466 pollici nella direzione posteriore dalla linea data per la punta ristretta. L’angolo di taglio è un massimo di 3°. La paletta e il disco di stadio 2 nella prima categoria di turbina del secondo tipo (la turbina 6FA+e), che contiene tre serie di punte a coda di rondine qui identificate dalla ampiezza generale tra le serie di punte sono illustrati in FIG. 12. La FIG. [0046] FIGS. 10 and 11 illustrate the values for the vane and disc of stage 1 in the first turbine category of the second type (the turbine 6FA + e), which contains three sets of dovetail tips identified here by the general amplitude between the sets of tips, where the starting point of the reverse dovetail cut is at least 1.549 inches in a posterior direction from the given line W for the broad tip and intermediate tip and at least 1.466 inches in the posterior direction from the given line for the narrow tip. The cutting angle is a maximum of 3 °. The vane and disc of stage 2 in the first turbine category of the second type (the turbine 6FA + e), which contains three sets of dovetail tips identified here by the general amplitude between the sets of tips are illustrated in FIG. 12. FIG.

12 mostra un punto di inizio del taglio inverso a coda di rondine di almeno 0.923 pollici nella direzione posteriore dalla linea data W per la punta ampia e almeno 1.654 pollici nella direzione posteriore dalla linea data per la punta intermedia. L’angolo di taglio è un massimo di 5°. 12 shows a starting point of the reverse dovetail cut of at least 0.923 inches in the posterior direction from the given line W for the broad tip and at least 1.654 inches in the posterior direction from the given line for the intermediate tip. The cutting angle is a maximum of 5 °.

[0047] Le FIGG. 13 e 14 illustrano i valori per la paletta e il disco di stadio 1 nella seconda categoria di turbina del secondo tipo (la turbina 7FA+e), che contiene tre serie di punte a coda di rondine. Il punto di inizio del taglio inverso a coda di rondine è almeno 1.945 pollici nella direzione posteriore dalla linea data, e l’angolo di taglio è un massimo di 3°. Per il lato di pressione della paletta e del disco di stadio 2 nella seconda categoria di turbina del primo tipo (la turbina 7FA+e), che contiene tre serie di punte a coda di rondine qui identificate dalla ampiezza generale tra le serie di punte, la FIG. 15 illustra il punto di inizio del taglio inverso a coda di rondine di almeno 1.574 pollici in una direzione anteriore dalla linea data W per la punta ampia, almeno 1.400 pollici nella direzione anteriore dalla linea data per la punta intermedia, e almeno 1.226 pollici nella direzione anteriore dalla linea data per la punta ristretta. L’angolo di taglio è un massimo di 5°. Per il lato di aspirazione della paletta e del disco di stadio 2 nella seconda categoria di turbina del primo tipo (la turbina 7FA+e), che contiene tre serie di punte a coda di rondine, come mostrato in FIG. 16, il punto di inizio del taglio inverso a coda di rondine è almeno 1.725 pollici nella direzione posteriore dalla linea data. L’angolo di taglio è un massimo di 5°. Le FIGG. 17 e 18 illustrano la paletta e il disco di stadio 1 nella terza categoria di turbina del primo tipo (la turbina 9FA+e), che contiene tre serie di punte a coda di rondine, dove il punto di inizio del taglio inverso a coda di rondine è almeno 1.839 pollici nella direzione posteriore dalla linea data W. L’angolo di taglio è un massimo di 3°. Il lato di pressione della paletta di stadio 2 nella terza categoria di turbina del primo tipo (la turbina 9FA+e), che contiene tre serie di punte a coda di rondine, è illustrato in FIG. 19. Il punto di inizio del taglio inverso a coda di rondine è almeno 1.848 pollici nella direzione anteriore dalla linea data W. L’angolo di taglio è un massimo di 5°. Il lato di aspirazione della paletta e del disco di stadio 2 nella terza categoria di turbina del primo tipo (la turbina 9FA+e), che contiene tre serie di punte a coda di rondine, è illustrato in FIG. 20. Il punto di inizio del taglio inverso a coda di rondine è almeno 2.153 pollici nella direzione posteriore dalla linea data W, e l’angolo di taglio è un massimo di 5°. [0047] FIGS. 13 and 14 illustrate the values for the blade and disc of stage 1 in the second turbine category of the second type (the turbine 7FA + e), which contains three sets of dovetail tips. The starting point of the reverse dovetail cut is at least 1.945 inches in the rear direction from the given line, and the cutting angle is a maximum of 3 °. For the pressure side of the stage 2 vane and disc in the second turbine category of the first type (the 7FA + e turbine), which contains three sets of dovetail tips identified here by the general width between the sets of tips, FIG. 15 illustrates the starting point of the reverse dovetail cut of at least 1.574 inches in a forward direction from the given line W for the broad tip, at least 1,400 inches in the forward direction from the given line for the intermediate tip, and at least 1.226 inches in the direction front from the line given by the narrow tip. The cutting angle is a maximum of 5 °. For the suction side of the vane and disc of stage 2 in the second turbine category of the first type (the turbine 7FA + e), which contains three sets of dovetail tips, as shown in FIG. 16, the starting point of the reverse dovetail cut is at least 1.725 inches in the rear direction from the given line. The cutting angle is a maximum of 5 °. FIGS. 17 and 18 illustrate the vane and disc of stage 1 in the third turbine category of the first type (the 9FA + e turbine), which contains three sets of dovetail tips, where the starting point of the reverse cut swallow is at least 1,839 inches in the rear direction from the given W line. The cutting angle is a maximum of 3 °. The pressure side of the stage 2 vane in the third turbine category of the first type (the turbine 9FA + e), which contains three sets of dovetail tips, is illustrated in FIG. 19. The starting point of the reverse dovetail cut is at least 1.848 inches in the forward direction from the given line W. The cut angle is a maximum of 5 °. The suction side of the vane and disc of stage 2 in the third turbine category of the first type (the turbine 9FA + e), which contains three sets of dovetail tips, is illustrated in FIG. 20. The starting point of the reverse dovetail cut is at least 2.153 inches in the rear direction from the given line W, and the cutting angle is a maximum of 5 °.

[0048] Le FIGG. 31 e 32 illustrano una paletta e un disco di stadio 1 per il secondo tipo della terza categoria di turbina (9FA), secondo una forma di realizzazione esemplificativa della presente domanda. La FIG. 31 mostra l’area di rimozione del taglio inverso, che, come illustrato, è collocata sulla estremità posteriore del lato di aspirazione della coda di rondine. Il taglio inverso può essere almeno approssimativamente 1.539 pollici nella direzione posteriore dalla linea data W per ciascuna delle tre facce di pressione della coda di rondine (vale a dire, le punte). L’angolo di taglio può variare tra circa 0° e 3°. In alcune forme di realizzazione, come illustrato in FIG. 32, l’angolo di taglio può essere circa 0.7°. Di conseguenza, in alcune forme di realizzazione, per esempio, il taglio inverso può penetrare ciascuna faccia di pressione in corrispondenza della collocazione descritta sopra secondo un angolo di 0.7° e poi avanzare secondo l’angolo di 0.7° attraverso il resto della coda di rondine. [0048] FIGS. 31 and 32 illustrate a blade and a stage disc 1 for the second type of the third turbine category (9FA), according to an exemplary embodiment of the present application. FIG. 31 shows the reverse cut removal area, which, as shown, is located on the rear end of the suction side of the dovetail. The reverse cut may be at least approximately 1.539 inches in the posterior direction from the given line W for each of the three dovetail pressure faces (i.e., the tips). The cutting angle can vary between about 0 ° and 3 °. In some embodiments, as illustrated in FIG. 32, the cutting angle can be about 0.7 °. Consequently, in some embodiments, for example, the reverse cut can penetrate each pressure face at the location described above at an angle of 0.7 ° and then advance at the angle of 0.7 ° through the remainder of the dovetail. .

[0049] Le FIGG. 33 e 34 illustrano una paletta e un disco di stadio 1 per il secondo tipo della seconda categoria di turbina (7FA), secondo una forma di realizzazione esemplificativa della presente domanda. La FIG. 33 mostra l’area di rimozione del taglio inverso, che, come illustrato, è collocata sulla estremità posteriore del lato di aspirazione della coda di rondine. Il taglio inverso può essere almeno approssimativamente 1.645 pollici nella direzione posteriore dalla linea data W per ciascuna delle tre facce di pressione della coda di rondine (vale a dire, le punte). L’angolo di taglio può variare tra circa 0° e 3°. In alcune forme di realizzazione, come illustrato in FIG. 34, l’angolo di taglio può essere circa 0.7°. Di conseguenza, in alcune forme di realizzazione, per esempio, il taglio inverso può penetrare ciascuna faccia di pressione in corrispondenza della collocazione descritta sopra secondo un angolo di 0.7° e poi avanzare secondo l’angolo di 0.7° attraverso il resto della coda di rondine. [0049] FIGS. 33 and 34 illustrate a blade and a stage disc 1 for the second type of the second turbine category (7FA), according to an exemplary embodiment of the present application. FIG. 33 shows the reverse cut removal area, which, as illustrated, is located on the rear end of the suction side of the dovetail. The reverse cut may be at least approximately 1.645 inches in the posterior direction from the given line W for each of the three dovetail pressure faces (i.e., the tips). The cutting angle can vary between about 0 ° and 3 °. In some embodiments, as illustrated in FIG. 34, the cutting angle can be about 0.7 °. Consequently, in some embodiments, for example, the reverse cut can penetrate each pressure face at the location described above at an angle of 0.7 ° and then advance at the angle of 0.7 ° through the remainder of the dovetail. .

[0050] Le FIGG. 35 e 36 illustrano una paletta e un disco di stadio 2 per il secondo tipo della seconda categoria di turbina (7FA), secondo una forma di realizzazione esemplificativa della presente domanda. La FIG. 35 mostra l’area di rimozione del taglio inverso a coda di rondine, che, come illustrato, è collocata sulla estremità posteriore del lato di aspirazione della coda di rondine. Il taglio inverso può essere almeno approssimativamente 1.215 pollici nella direzione posteriore dalla linea data W per ciascuna delle tre facce di pressione della coda di rondine (vale a dire, le punte). L’angolo di taglio può variare tra circa 0° e 3°. In alcune forme di realizzazione, come illustrato in FIG. 36, l’angolo di taglio può essere circa 2.0°. Di conseguenza, in alcune forme di realizzazione, per esempio, il taglio inverso può penetrare ciascuna faccia di pressione in corrispondenza della collocazione descritta sopra secondo un angolo di 2.0° e poi avanzare secondo l’angolo di 2.0° attraverso il resto della coda di rondine. [0050] FIGS. 35 and 36 illustrate a blade and a stage disc 2 for the second type of the second turbine category (7FA), according to an exemplary embodiment of the present application. FIG. 35 shows the removal area of the dovetail reverse cut, which, as illustrated, is located on the rear end of the intake side of the dovetail. The reverse cut may be at least approximately 1.215 inches in the posterior direction from the given line W for each of the three dovetail pressure faces (i.e., the tips). The cutting angle can vary between about 0 ° and 3 °. In some embodiments, as illustrated in FIG. 36, the cutting angle can be about 2.0 °. Accordingly, in some embodiments, for example, the reverse cut can penetrate each pressure face at the location described above at an angle of 2.0 ° and then advance at the angle of 2.0 ° through the remainder of the dovetail. .

[0051] E’ anticipato che i tagli inversi a coda di rondine possono essere formati in una unità durante un normale procedimento di ispezione del percorso di gas caldo. Con questa disposizione, il percorso di carico della paletta sarebbe deviato attorno alla regione di sollecitazione elevata nelle caratteristiche di concentrazione della sollecitazione del disco e/o della paletta. I parametri di taglio di rilievo comprendenti un punto di inizio ottimizzato rispetto ad una linea data e un angolo di taglio ottimizzato definiscono un taglio inverso a coda di rondine che massimizza un bilanciamento tra riduzione della sollecitazione nel disco di turbina a gas, riduzione della sollecitazione nelle palette di turbina a gas, una durata utile delle palette di turbina a gas, e mantiene o migliora il comportamento aeromeccanico della paletta di turbina a gas. Le concentrazioni di sollecitazione ridotta servono a ridurre difficoltà nel disco di turbina a gas, in modo da realizzare un beneficio della durata a fatica del disco globale significativo. [0051] It is anticipated that the reverse dovetail cuts can be formed in one unit during a normal inspection procedure of the hot gas path. With this arrangement, the load path of the vane would be deflected around the high stress region in the stress concentration characteristics of the disc and / or vane. Relevant cutting parameters including an optimized starting point with respect to a given line and an optimized cutting angle define an inverse dovetail cut that maximizes a balance between stress reduction in the gas turbine blade, stress reduction in the gas turbine blades, a useful life of the gas turbine blades, and maintains or improves the aeromechanical behavior of the gas turbine blade. The reduced stress concentrations serve to reduce difficulties in the gas turbine blade, thereby realizing a significant overall blade fatigue life benefit.

[0052] Mentre l’invenzione è stata descritta riguardo a quelle che sono al presente considerate essere le forme di realizzazione più pratiche e preferite, deve essere compreso che l’invenzione non è limitata alle forme di realizzazione discusse, ma al contrario, è destinata a coprire varie modifiche e disposizioni equivalenti comprese entro lo spirito e lo scopo delle rivendicazioni allegate. While the invention has been described with respect to what are herein considered to be the most practical and preferred embodiments, it is to be understood that the invention is not limited to the discussed embodiments, but on the contrary, is intended to cover various modifications and equivalent provisions within the spirit and scope of the appended claims.

Elenco parti Parts list

10 = segmento di disco di turbina a gas 10 = gas turbine disc segment

12 = paletta di turbina 12 = turbine blade

14 = scanalatura a coda di rondine 14 14 = dovetail groove 14

16 = coda di rondine della paletta 16 = dovetail of the headstock

18 = profilo alare o aerodinamico 18 = airfoil or aerodynamic profile

20 = punte a coda di rondine della paletta 20 = dovetail tips of the headstock

22 = taglio inverso 22 = reverse cut

Claims

CLAIMS 1. A method of reducing stress on at least one of a turbine blade 10 and a turbine blade 12, wherein a plurality of turbine blades 12 are attachable to the blade 10, and wherein each of the turbine blades 12 comprises a tail dovetail dovetail 16 engageable in a correspondingly shaped dovetail groove 14 in disc 10, the method comprising: (a) determining a starting point for a reverse dovetail cut 22 with respect to a given line, the starting point by locating a length of the reverse dovetail cut 22 along an axis of the dovetail; (b) determining a cutting angle for the reverse dovetail cut 22; And (c) remove material from at least one of the dovetail of the blade 16 or the dovetail groove of the disc 14 according to the starting point and the cutting angle to form the reverse dovetail cut 22; where the starting point and the cutting angle are optimized according to the geometry of the blade 12 and the blade 10 to maximize a balance between stress reduction on the blade 10, reduction of the stress on the blade 12, a useful life of the turbine blades 12, and maintaining or improving the aeromechanical behavior of the turbine blade 12; wherein the given line is positioned at a fixed distance from a front face of the dovetail of the vane 16 along a centerline of the dovetail axis, and where step (a) is practiced such that the starting point of the reverse dovetail cut 22 is at least approximately 1.645 inches in a forward direction from the given line.

The method of claim 1 wherein each of the turbine blades is configured to operate within a first stage of a 7FA turbine.

3. Method according to claim 1, in which step (b) is put into practice so that the cutting angle is a maximum of about 3 °.

4. Method according to claim 1, in which step (b) is put into practice so that the cutting angle is about 0.7 °.

The method of claim 1, wherein the fixed distance from the front face of the dovetail of the vane 16 to the given line is approximately 2,470 inches.

6. Turbine blade 12 comprising an airfoil or aerodynamic profile 18 and a dovetail of the blade 16, the dovetail of the blade 16 being shaped corresponding to a dovetail groove 14 in a turbine disc 10; wherein the dovetail of the vane 16 comprises a reverse dovetail cut 22 dimensioned and positioned according to the geometry of the vane to maximize a balance between stress reduction on the disc 10, reduction of the stress on the vane 12, a useful life of the vane turbine 12, and maintain or improve the aeromechanical behavior of the turbine blade 12; wherein a starting point of the reverse dovetail cut 22, which defines a segment of the reverse dovetail cut 22 along a dovetail axis, is determined with respect to a given line positioned at a fixed distance from a face dovetail front of the vane 16 along a dovetail axis center line; And wherein the starting point of the reverse dovetail cut 22 is at least approximately 1.645 inches in a rearward direction from the given line.

A turbine blade 12 according to claim 6, wherein each of the turbine blades 12 is configured to operate within a first stage of a turbine 7FA.

The turbine blade 12 according to claim 5, wherein a cutting angle of the reverse dovetail cut 22 is a maximum of about 3 °.

The turbine blade 12 according to claim 5, wherein a cutting angle of the reverse dovetail cut 22 is about 0.7 °.

The turbine blade 12 of claim 6 wherein the fixed distance from the front face of the dovetail of the blade 16 to the given line is approximately 2,470 inches.