JP2002213205A - プラットフォーム逃げ溝を有するガスタービンブレード - Google Patents

プラットフォーム逃げ溝を有するガスタービンブレード

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JP2002213205A
JP2002213205A JP2001393061A JP2001393061A JP2002213205A JP 2002213205 A JP2002213205 A JP 2002213205A JP 2001393061 A JP2001393061 A JP 2001393061A JP 2001393061 A JP2001393061 A JP 2001393061A JP 2002213205 A JP2002213205 A JP 2002213205A
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stress
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アドアルド・エンリケ・パス
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General Electric Co
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General Electric Co
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
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Abstract

(57)【要約】 【課題】 翼形部とシャンク部との間の不適合により発
生する熱応力及び機械的応力を低減することによって、
翼形部の翼根元後縁領域における亀裂発生の可能性を低
減する。 【解決手段】 ガスタービン動翼は、溝46が切り取られ
ているプラットフォーム38を備えている。溝部はプラッ
トフォームの凹側から後縁側まで延び、そこで溝部はプ
ラットフォームから出ていく。溝部46は、応力線70内に
入る深さを有し、負荷経路を後縁から離れた方向に変更
する。溝部の位置及び深さは、定常状態、全速状態、及
び全負荷状態のみならずエンジンの過渡運転中にもガス
タービン空冷式動翼のブレード後縁とプラットフォーム
との接続部で発生する高い熱応力と機械的応力の両方を
低減するようになっている。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、ガスタービン動翼
に関し、さらに詳細には、熱応力除去を改善するための
プラットフォーム逃げ溝を有するガスタービンブレード
に関する。
【０００２】
【従来の技術】動翼とも呼ばれるガスタービンブレード
は、高温の燃焼ガスに曝され、結果として高い熱応力を
被ることになる。ブレードを冷却して熱応力を低減する
方法は従来から知られている。図１から図３は、従来技
術における空冷式動翼の１つの例を示す。圧縮機から吐
出される高圧空気２は、翼根元４から空冷式ブレードの
内部に導入される。高圧空気は、シャンク部６、プラッ
トフォーム８及びブレード輪郭部（すなわち翼形部）１
０を冷却した後、ブレード表面に設けられた小孔１２か
ら流出し、又はブレード先端部に設けられた小孔１４か
ら流出する。また、小孔穴１２は、ブレード後縁部１３
に設けられており、そこを通って高圧空気が流れてブレ
ード後縁部を冷却する。従って、高圧空気は動翼の金属
温度を下げる。
【０００３】高度に冷却されたガスタービン動翼は、高
温の翼形部と、動翼プラットフォームの相対的に冷たい
シャンク部との境界面で高い温度不整合に遭遇する。こ
の高い温度差は動翼プラットフォームで熱変形を引き起
こすが、この熱変形は翼形部の熱変形と矛盾するもので
ある。従来技術において、翼形部は、該翼形部より剛性
の高い動翼プラットフォームに取り付けられている。翼
形部をシャンク部及びプラットフォームの変位に無理に
追随させると、高い熱応力が翼形部、特に薄い後縁領域
で発生する。この高い熱応力は、定常状態、全速状態、
全負荷状態のみならずエンジンの過渡運転中にも発生
し、亀裂の発生及び亀裂の拡大を引き起こす。これらの
亀裂は、最終的には構成部品の致命的な故障を引き起こ
す場合もある。
【０００４】米国特許第５，９４７，６８７号は、ター
ビンブレードのプラットフォームの後縁側１８に溝部１
６を設けたガスタービン動翼（図１から図３）を開示し
ており、タービンの過渡運転状態中、すなわち始動時及
び停止時に翼形部後縁とプラットフォームの取付け点で
発生する高い熱応力を抑制するよう設計されている。し
かし、溝部は、翼形部にかかる負荷によって発生するプ
ラットフォームの応力線内に入らない深さを有してい
る。溝部は、応力線内に入らないので翼形部後縁を通る
負荷経路に影響を及ぼさず、従って、溝部は高い応力を
受けない。また、この溝部は、タービンの回転面に平行
に、タービンの円周に沿って、ブレードの凹側２０から
凸側２４まで、プラットフォームの全長に沿って延びて
いる。この構成において、溝部は、ブレードの固有振動
数に影響を及ぼし、ブレードの更なる機械的振動応力を
引き起こす場合もある。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】従って、翼形部とシャ
ンク部との間の不適合により発生する熱応力及び機械的
応力を低減することによって、翼形部の翼根元後縁領域
における亀裂発生の可能性を低減することが望まれる。
【０００６】
【課題を解決するための手段】本発明は、溝部が、プラ
ットフォームの凹側で始まり動翼シャンクカバープレー
トの後縁側のプラットフォームで終了するように、溝部
が、翼形部の平均キャンバ線に対して所定角度で動翼プ
ラットフォーム内に導入されたガスタービン動翼を提供
する。他の実施形態において、溝部の断面は、単一また
は複数の半径を備える円形、楕円形、又は正方形、もし
くは矩形、又は多角形であってもよく、溝部は２つ又は
それ以上の平面で形成される。この溝部は、ブレードに
かかる負荷によって発生するプラットフォームの応力線
に入る深さを有し、負荷経路方向を後縁から離れた方向
に変更し得る。
【０００７】本発明の溝部の位置及び深さは、結果とし
て翼根元後縁の熱応力状態及び溝部の高応力状態のみな
らず機械的応力も低減する。溝部は、高い材料疲労強度
を有する冷えた金属温度領域に位置するので、構成部品
のこの領域での疲労性能を高めることが可能になる。更
に、この溝部は、翼形部の負荷経路を遮ることによって
後縁の機械的応力を低減するので、この領域の疲れ寿命
について全体として多くの利点をもたらすことになる。
【０００８】
【発明の実施の形態】本発明の好ましい実施形態におい
て、図４から図５に示すように、タービンブレード３０
は翼根元部３４、シャンク部３６、ブレードプラットフ
ォーム３８及びブレード輪郭部（すなわち翼形部）４０
を有する。プラットフォームは、後縁側４８、凹側５
０、前縁側５２、及び凸側５４を有し、各々の側は翼形
部４０に対する位置に従って分類される。溝部４６は、
プラットフォーム３８に設けられており、溝部４６は、
プラットフォーム３８の凹側５０から溝部が終了する後
縁側４８まで延びている。
【０００９】図６に示すように、溝部４６の好ましい方
向は、翼形部４０の後縁４３において平均キャンバ線６
０から約９０°の角度である。図７に示す従来技術のタ
ービンブレード２８は、ブレード２８又はブレード負荷
によって受ける応力線２６を有し、翼根元後縁１８に沿
う応力分布を備える。図８に示すように、溝部４６は、
ブレード３０によって受ける負荷又はブレード負荷によ
って発生するタービンブレード３０の応力線７０（溝部
４６による変更後を示す）に入る深さ６８を有する。従
って、溝部４６は、負荷経路を後縁４８から離れた方向
に変更する。結果として、溝部の位置及び深さは、翼根
元後縁４８の熱応力状態及び溝部４６の高応力状態のみ
ならず機械的応力も低減する。溝部４６が高い材料疲労
強度を有する冷たい金属温度の領域に位置するので、構
成部品のこの領域での疲労性能を高めることが可能にな
る。更に、この溝部は、翼形部の負荷経路を遮ることに
よって後縁の機械的応力を低減するので、この領域の疲
れ寿命について全体として多くの利点をもたらすことに
なる。また、溝部４６は、プラットフォームの凹側５０
で始まり動翼シャンクカバープレート５６の後縁側４８
で終了するよう角度が付けられている。この溝部の方向
は、ブレードの凹側から凸側まで完全に延びる溝部より
もブレード固有振動数に対する影響が非常に小さく、翼
形部の増大した機械的振動応力を更に低減する。
【００１０】他の実施形態において、溝部４６は多数の
形状のいずれであってもよく、例えば、溝部の断面は、
円形、楕円形、正方形、矩形、又は多角形であってもよ
く、溝部は２つ又はそれ以上の平面で形成される。本発
明の好ましい実施形態において、溝部の形状は楕円形の
断面である。図９に示すように、最も好ましい実施形態
において、楕円形の溝部４６は、５．６０インチ(14.2c
m)の高さの翼形部４０の場合、０．２３７インチ(6.02m
m)の長半径寸法６２と、０．１６０インチ(4.06mm)の長
半径寸法６４を有する。本実施形態は、０．０８５イン
チ(2.16mm)のブレードプラットフォーム３８の溝部４６
から頂点３９までの好適な半径方向の距離６６を有し、
その深さ６８は１．０５０インチ(26.67mm)である。溝
部４６の深さ６８は特定用途向けであり、溝部と翼形部
後縁４８との間の負荷分布を制御する。深さ６８が大き
くなると、後縁応力は低下するが溝部応力は増大し、逆
も同様である。
【００１１】本発明の好ましい形態を説明してきたが、
当業者には、請求の範囲に記載されている本発明の概念
の技術的範囲内で種々の変更が可能であることが分かる
はずである。
【図面の簡単な説明】
【図１】 従来技術のタービンブレードの斜視図。
【図２】 従来技術のタービンブレードの例を示す正面
図。
【図３】 図２に示す従来技術のタービンブレードの例
の右側面図。
【図４】 本発明によるタービンブレードの好ましい実
施形態を示す正面図。
【図５】 図４に示すタービンブレードの右側面図。
【図６】 本発明のタービンブレードを図４に示す線Ａ
−Ａに沿って切った断面図。
【図７】 従来技術のタービンブレードにおける応力線
を示す正面図。
【図８】 本発明によるタービンブレードの好ましい実
施形態における応力線を示す正面図。
【図９】 本発明のタービンブレードの他の好ましい実
施形態の正面図。
【符号の説明】
３０ タービンブレード ３４ 翼根元部 ３６ シャンク部 ３８ ブレードプラットフォーム ４０ 翼形部 ４６ 溝部 ４８ 後縁側 ５０ 凹側 ５２ 前縁側 ５４ 凸側 ５６ 動翼シャンクカバープレート ６０ キャンバ線 ６８ 深さ ７０ 応力線

Claims (2)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 ブレード後縁側、ブレード凸側、ブレー
    ド凹側、及びブレード前縁側を有するブレードプラット
    フォームと、 前記ブレードプラットフォームに連結される翼形部と、
    を備えるガスタービンブレードであって、 前記ブレードプラットフォームに形成される溝部は、楕
    円形の断面を有し、前記翼形部の後縁の平均キャンバ線
    に対して９０°の角度で、前記ブレード凹側から前記後
    縁側へ延びることを特徴とするガスタービンブレード。
  2. 【請求項２】 前記溝部は、ブレード負荷によって引き
    起こされる応力線内に入る深さを有することを特徴とす
    る請求項１に記載のガスタービンブレード。
JP2001393061A 2000-12-27 2001-12-26 プラットフォーム逃げ溝を有するガスタービンブレード Pending JP2002213205A (ja)

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Cited By (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2005106053A (ja) * 2003-08-12 2005-04-21 General Electric Co <Ge> シュラウド付きタービンブレード上の中央設置式カッタ歯
JP2005133723A (ja) * 2003-10-31 2005-05-26 General Electric Co <Ge> ガスタービンロータブレードを冷却するための方法及び装置
US7481614B2 (en) 2004-02-23 2009-01-27 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Moving blade and gas turbine using the same
JP2013015142A (ja) * 2011-07-01 2013-01-24 Alstom Technology Ltd タービンブレード
JP2015031289A (ja) * 2013-07-31 2015-02-16 アルストム テクノロジー リミテッドＡＬＳＴＯＭ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ Ｌｔｄ 改良されたシーリングを備えるタービンブレードおよびタービン
JP2019500545A (ja) * 2015-12-28 2019-01-10 シーメンス アクティエンゲゼルシャフト タービンブレードのベース本体を製造するための方法
JP2019509422A (ja) * 2016-02-29 2019-04-04 エクセルギー エス．ピー．エー．Ｅｘｅｒｇｙ Ｓ．Ｐ．Ａ． 半径流ターボ機械用のブレード付きリングの製造方法および前記方法を使用して得られたブレード付きリング
JP2020153320A (ja) * 2019-03-20 2020-09-24 三菱日立パワーシステムズ株式会社 タービン翼およびガスタービン
US11939881B2 (en) 2022-04-21 2024-03-26 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gas turbine rotor blade and gas turbine

Families Citing this family (54)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
AU2003271491A1 (en) * 2002-11-13 2004-06-03 Abb Turbo Systems Ag Slotted guide vane
US20040213672A1 (en) * 2003-04-25 2004-10-28 Gautreau James Charles Undercut leading edge for compressor blades and related method
US7121803B2 (en) * 2002-12-26 2006-10-17 General Electric Company Compressor blade with dovetail slotted to reduce stress on the airfoil leading edge
US6902376B2 (en) * 2002-12-26 2005-06-07 General Electric Company Compressor blade with dovetail slotted to reduce stress on the airfoil leading edge
US6761536B1 (en) 2003-01-31 2004-07-13 Power Systems Mfg, Llc Turbine blade platform trailing edge undercut
US6851932B2 (en) * 2003-05-13 2005-02-08 General Electric Company Vibration damper assembly for the buckets of a turbine
US6951447B2 (en) * 2003-12-17 2005-10-04 United Technologies Corporation Turbine blade with trailing edge platform undercut
US7175386B2 (en) * 2003-12-17 2007-02-13 United Technologies Corporation Airfoil with shaped trailing edge pedestals
US6957948B2 (en) * 2004-01-21 2005-10-25 Power Systems Mfg., Llc Turbine blade attachment lightening holes
US7104759B2 (en) * 2004-04-01 2006-09-12 General Electric Company Compressor blade platform extension and methods of retrofitting blades of different blade angles
US7153102B2 (en) * 2004-05-14 2006-12-26 Pratt & Whitney Canada Corp. Bladed disk fixing undercut
US7252481B2 (en) * 2004-05-14 2007-08-07 Pratt & Whitney Canada Corp. Natural frequency tuning of gas turbine engine blades
US20060029500A1 (en) * 2004-08-04 2006-02-09 Anthony Cherolis Turbine blade flared buttress
FR2874402B1 (fr) * 2004-08-23 2006-09-29 Snecma Moteurs Sa Aube de rotor d'un compresseur ou d'une turbine a gaz
ES2347210B2 (es) * 2005-05-12 2012-02-14 General Electric Company Recorte de cola de milano de una pala/disco de una turbina para la reducción de la tensión de la pala disco.
US7367123B2 (en) * 2005-05-12 2008-05-06 General Electric Company Coated bucket damper pin and related method
WO2006124619A2 (en) 2005-05-12 2006-11-23 General Electric Company BLADE/DISK DOVETAIL BACKCUT FOR BLADE/DISK STRESS REDUCTION (7FA+e, STAGE 2)
WO2006124617A2 (en) 2005-05-12 2006-11-23 General Electric Company BLADE/DISK DOVETAIL BACKCUT FOR BLADE/DISK STRESS REDUCTION (9FA+e, STAGE 1)
WO2006124614A2 (en) * 2005-05-12 2006-11-23 General Electric Company Blade/disk dovetail backcut for blade/disk stress reduction (9fa+e, stage 2)
WO2006124615A1 (en) * 2005-05-16 2006-11-23 General Electric Company Blade/disk dovetail backcut for blade/disk stress reduction (7fa+e, stage 1)
US7632071B2 (en) * 2005-12-15 2009-12-15 United Technologies Corporation Cooled turbine blade
US7476085B2 (en) * 2006-05-12 2009-01-13 General Electric Company Blade/disk dovetail backcut for blade/disk stress reduction (6FA+E, stage2)
US7862300B2 (en) * 2006-05-18 2011-01-04 Wood Group Heavy Industrial Turbines Ag Turbomachinery blade having a platform relief hole
US7534090B2 (en) * 2006-06-13 2009-05-19 General Electric Company Enhanced bucket vibration system
US7731482B2 (en) * 2006-06-13 2010-06-08 General Electric Company Bucket vibration damper system
US7985049B1 (en) 2007-07-20 2011-07-26 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with impingement cooling
US20090297351A1 (en) * 2008-05-28 2009-12-03 General Electric Company Compressor rotor blade undercut
US8287241B2 (en) * 2008-11-21 2012-10-16 Alstom Technology Ltd Turbine blade platform trailing edge undercut
US9840931B2 (en) * 2008-11-25 2017-12-12 Ansaldo Energia Ip Uk Limited Axial retention of a platform seal
CH699998A1 (de) * 2008-11-26 2010-05-31 Alstom Technology Ltd Leitschaufel für eine Gasturbine.
US8096757B2 (en) * 2009-01-02 2012-01-17 General Electric Company Methods and apparatus for reducing nozzle stress
US8876478B2 (en) 2010-11-17 2014-11-04 General Electric Company Turbine blade combined damper and sealing pin and related method
US8550783B2 (en) 2011-04-01 2013-10-08 Alstom Technology Ltd. Turbine blade platform undercut
US9169730B2 (en) 2011-11-16 2015-10-27 Pratt & Whitney Canada Corp. Fan hub design
US9840917B2 (en) 2011-12-13 2017-12-12 United Technologies Corporation Stator vane shroud having an offset
US9359905B2 (en) * 2012-02-27 2016-06-07 Solar Turbines Incorporated Turbine engine rotor blade groove
US9249669B2 (en) 2012-04-05 2016-02-02 General Electric Company CMC blade with pressurized internal cavity for erosion control
US9200539B2 (en) 2012-07-12 2015-12-01 General Electric Company Turbine shell support arm
WO2014120565A1 (en) 2013-02-04 2014-08-07 United Technologies Corporation Bell mouth inlet for turbine blade
FR3004227B1 (fr) * 2013-04-09 2016-10-21 Snecma Disque de soufflante pour un turboreacteur
US20160084088A1 (en) * 2013-05-21 2016-03-24 Siemens Energy, Inc. Stress relieving feature in gas turbine blade platform
EP2863010A1 (de) * 2013-10-21 2015-04-22 Siemens Aktiengesellschaft Turbinenschaufel
EP2990598A1 (de) * 2014-08-27 2016-03-02 Siemens Aktiengesellschaft Turbinenschaufel und Turbine
EP3018290B1 (en) 2014-11-05 2019-02-06 Sulzer Turbo Services Venlo B.V. Gas turbine blade
US10731484B2 (en) * 2014-11-17 2020-08-04 General Electric Company BLISK rim face undercut
US10167724B2 (en) * 2014-12-26 2019-01-01 Chromalloy Gas Turbine Llc Turbine blade platform undercut with decreasing radii curve
US10066488B2 (en) 2015-12-01 2018-09-04 General Electric Company Turbomachine blade with generally radial cooling conduit to wheel space
FR3048015B1 (fr) 2016-02-19 2020-03-06 Safran Aircraft Engines Aube de turbomachine, comprenant un pied aux concentrations de contrainte reduites
US10247009B2 (en) 2016-05-24 2019-04-02 General Electric Company Cooling passage for gas turbine system rotor blade
US10450872B2 (en) 2016-11-08 2019-10-22 Rolls-Royce Corporation Undercut on airfoil coversheet support member
US10683765B2 (en) 2017-02-14 2020-06-16 General Electric Company Turbine blades having shank features and methods of fabricating the same
US10494934B2 (en) 2017-02-14 2019-12-03 General Electric Company Turbine blades having shank features
CN107143381A (zh) * 2017-06-06 2017-09-08 哈尔滨汽轮机厂有限责任公司 一种能够降低应力的燃气轮机透平第一级动叶片
CN109139123B (zh) * 2018-08-09 2019-08-23 南京航空航天大学 一种涡轮叶片的飞脱断裂位置和飞脱断裂转速的定制方法

Family Cites Families (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1190771A (en) * 1966-04-13 1970-05-06 English Electric Co Ltd Improvements in or relating to Turbine and Compressor Blades
US4062638A (en) * 1976-09-16 1977-12-13 General Motors Corporation Turbine wheel with shear configured stress discontinuity
US4714410A (en) * 1986-08-18 1987-12-22 Westinghouse Electric Corp. Trailing edge support for control stage steam turbine blade
US5135354A (en) * 1990-09-14 1992-08-04 United Technologies Corporation Gas turbine blade and disk
US5435694A (en) * 1993-11-19 1995-07-25 General Electric Company Stress relieving mount for an axial blade
JP2961065B2 (ja) 1995-03-17 1999-10-12 三菱重工業株式会社 ガスタービン動翼
US5800124A (en) * 1996-04-12 1998-09-01 United Technologies Corporation Cooled rotor assembly for a turbine engine
US5924699A (en) * 1996-12-24 1999-07-20 United Technologies Corporation Turbine blade platform seal
PL335864A1 (en) * 1997-04-01 2000-05-22 Siemens Ag Flow passage or turbine vane surface structure
US5836744A (en) * 1997-04-24 1998-11-17 United Technologies Corporation Frangible fan blade

Cited By (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2005106053A (ja) * 2003-08-12 2005-04-21 General Electric Co <Ge> シュラウド付きタービンブレード上の中央設置式カッタ歯
JP2005133723A (ja) * 2003-10-31 2005-05-26 General Electric Co <Ge> ガスタービンロータブレードを冷却するための方法及び装置
JP4572405B2 (ja) * 2003-10-31 2010-11-04 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ ガスタービンロータブレードを冷却するための方法及び装置
US7481614B2 (en) 2004-02-23 2009-01-27 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Moving blade and gas turbine using the same
JP2013015142A (ja) * 2011-07-01 2013-01-24 Alstom Technology Ltd タービンブレード
JP2015031289A (ja) * 2013-07-31 2015-02-16 アルストム テクノロジー リミテッドＡＬＳＴＯＭ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ Ｌｔｄ 改良されたシーリングを備えるタービンブレードおよびタービン
US9816393B2 (en) 2013-07-31 2017-11-14 Ansaldo Energia Ip Uk Limited Turbine blade and turbine with improved sealing
US10669857B2 (en) 2015-12-28 2020-06-02 Siemens Aktiengesellschaft Method for producing a base body of a turbine blade
JP2019500545A (ja) * 2015-12-28 2019-01-10 シーメンス アクティエンゲゼルシャフト タービンブレードのベース本体を製造するための方法
JP2019509422A (ja) * 2016-02-29 2019-04-04 エクセルギー エス．ピー．エー．Ｅｘｅｒｇｙ Ｓ．Ｐ．Ａ． 半径流ターボ機械用のブレード付きリングの製造方法および前記方法を使用して得られたブレード付きリング
EP3445523B1 (en) * 2016-02-29 2023-09-13 Exergy International S.R.L Method for manufacturing bladed rings for radial turbomachines
JP2020153320A (ja) * 2019-03-20 2020-09-24 三菱日立パワーシステムズ株式会社 タービン翼およびガスタービン
WO2020189237A1 (ja) * 2019-03-20 2020-09-24 三菱日立パワーシステムズ株式会社 タービン翼およびガスタービン
US11788417B2 (en) 2019-03-20 2023-10-17 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Turbine blade and gas turbine
JP7406920B2 (ja) 2019-03-20 2023-12-28 三菱重工業株式会社 タービン翼およびガスタービン
US11939881B2 (en) 2022-04-21 2024-03-26 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gas turbine rotor blade and gas turbine

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