JP2005337257A - ロータブレード - Google Patents
ロータブレード Download PDFInfo
- Publication number
- JP2005337257A JP2005337257A JP2005154978A JP2005154978A JP2005337257A JP 2005337257 A JP2005337257 A JP 2005337257A JP 2005154978 A JP2005154978 A JP 2005154978A JP 2005154978 A JP2005154978 A JP 2005154978A JP 2005337257 A JP2005337257 A JP 2005337257A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- rib
- radial passage
- rotor blade
- height
- passage
- 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
Links
Images
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
- F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
- F01D5/187—Convection cooling
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
- F05D2260/201—Heat transfer, e.g. cooling by impingement of a fluid
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
- F05D2260/202—Heat transfer, e.g. cooling by film cooling
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
【課題】ロータブレード前縁に沿って、一様なインピンジメント冷却を促進する。
【解決手段】中空エーロフォイルと根元部とを含んだロータブレードが提供される。内部通路構造がロータブレードキャビティに設けられる。上記構造は、第1径方向通路と、第2径方向通路と、第1径方向通路と第2径方向通路とを分離するようにこれらの間に設けられたリブ53と、を含む。複数の横断孔52はリブ内に設けられる。一部の上記複数の横断孔52が、リブ内に延びた長さ70と高さ74と幅72とを有した長円形をなす。それぞれの長円形の横断孔52の高さ74は、幅72よりも大きい。幾つかの態様においては、長円形の横断孔52は高さ方向にリブ53に沿って配列される。根元部は、この根元部から第1径方向通路内に空気流を流入するように動作可能なコンジットを有する。
【選択図】図4
【解決手段】中空エーロフォイルと根元部とを含んだロータブレードが提供される。内部通路構造がロータブレードキャビティに設けられる。上記構造は、第1径方向通路と、第2径方向通路と、第1径方向通路と第2径方向通路とを分離するようにこれらの間に設けられたリブ53と、を含む。複数の横断孔52はリブ内に設けられる。一部の上記複数の横断孔52が、リブ内に延びた長さ70と高さ74と幅72とを有した長円形をなす。それぞれの長円形の横断孔52の高さ74は、幅72よりも大きい。幾つかの態様においては、長円形の横断孔52は高さ方向にリブ53に沿って配列される。根元部は、この根元部から第1径方向通路内に空気流を流入するように動作可能なコンジットを有する。
【選択図】図4
Description
本発明は一般にガスタービンロータブレードに関し、具体的には冷却ガスタービンロータブレードに関する。
軸流タービンエンジン内のタービン区間は、回転ディスクと、このディスク上に周方向に配設された多数のロータブレードと、を備えたロータアセンブリを含む。ロータブレードは、上記エンジンを通過するガス経路内に位置するエーロフォイルを備える。ガス経路内の温度は、エーロフォイルの耐久性にしばしば悪影響を及ぼすため、エーロフォイル内に冷却空気を通過させることによりエーロフォイルを冷却することが知られている。この冷却空気はエーロフォイル材料の温度の低下、ひいてはエーロフォイルの耐久性の向上を助長する。
従来の冷却ロータブレードは、多くの場合、前縁に隣接した第1径方向通路と、第2径方向通路と、上記通路を分離するように上記通路間に配設されたリブと、を備えた内部通路構造を用いる。複数の横断孔がリブ内に配設され、通常、前縁に沿ったエーロフォイル壁に直交するように配設される。リブでの圧力差により、第2径方向通路内に移動する冷却空気の一部は横断孔を通過し、前縁壁に衝突する。
従来の前縁インピンジメント構造には、リブに沿って一様に離間した円形の横断孔が、通常用いられる。各円形の横断孔から流出するインピンジメント冷却空気は、比較的高い伝熱領域(たとえ小さくても)を形成する。これらの円形横断孔は、集合して、比較的伝熱性能が低いより大きな領域によって分離された伝熱性能が高い一列の離散的な領域を形成する。伝熱性能の変動は、前縁壁内に、望ましくない疲労、損傷(distress)、酸化などの可能性を増大させる。
従って、特に上記ブレード前縁に沿って、一様なインピンジメント冷却を促進する改良インピンジメント冷却構造を有したエーロフォイルが必要とされている。
本発明によれば、中空エーロフォイルと根元部とを含んだロータブレードが提供される。中空エーロフォイルは、負圧側壁と正圧側壁と前縁と後縁とベース部と先端部とによって区画されたキャビティを有する。内部通路構造がキャビティに設けられる。上記構造は、第1径方向通路と、第2径方向通路と、第1径方向通路と第2径方向通路とを分離するようにこれらの間に設けられたリブと、を含む。複数の横断孔はリブ内に設けられる。一部の上記複数の横断孔が、リブ内に延びた長さと高さと幅とを有した長円形をなす。それぞれの長円形の横断孔の上記高さは、上記幅よりも大きい。幾つかの態様においては、長円形の横断孔は高さ方向にリブに沿って配列される。根元部は、この根元部を介して第1径方向通路内に空気流を流入するように動作可能なコンジットを有する。
本発明のロータブレードとこれを用いる方法の1つの利点は、エーロフォイル内の空気流による圧力損失が、インピンジメント冷却を行う従来のエーロフォイルの場合に比べて減少することである。
上記またはその他の本発明の目的、特徴、利点は、詳細な説明に記載されかつ添付の図面に示された最良の形態に照らせば明らかとなろう。
図1は、ディスク12と複数のロータブレード14とを備えた、ガスタービンエンジンのロータブレードアセンブリ10を示す。ディスク12は、該ディスク12回りに周方向に配設された複数のリセス16と、該ディスク12が回転する回転中心線18と、を含む。各ブレード14は根元部20、エーロフォイル22、プラットフォーム24と、径方向中心線25とを含む。根元部20は、上記ディスク12のリセス16内の一つに結合する形状(例えば、もみの木構造)を有している。図2から分かるように、根元部20はさらにコンジット26を有し、このコンジット26を介して、冷却空気は根元部20に流入しエーロフォイル22内を通過する。
図2〜図4を参照すると、エーロフォイル22はベース部28と、先端部30と、前縁32と、後縁34と、正圧側壁36(図1を参照)と、負圧側壁38(図1を参照)と、内部経路構造40とを含む。図2は、前縁32と後縁34との間に区分されたエーロフォイル22を概略的に示す。正圧側壁36と負圧側壁38とは、ベース部28と先端部30との間に延び、前縁32と後縁34とに接触する。
上記内部通路構造は、根元部20からエーロフォイル22内に延びる第1コンジット42と第2コンジット44と第3コンジット46とを含む。使用されるコンジットの数がより多い場合や少ない場合もあろう。第1コンジット42は第1径方向通路48に連通している。この第1径方向通路48の前方には、第2径方向通路50が設けられ、前縁32に隣接し、複数の横断孔52によって第1径方向通路48に接続されている。横断孔52は、第1径方向通路48と第2径方向通路50との間に延在し、かつ、これらの通路を分離するリブ53内に設けられる。第2径方向通路50は、前縁32に沿って設けられた複数の冷却孔54によってエーロフォイル22の外部に接続されている。幾つかの態様においては、第2径方向通路50は1つもしくは複数のキャビティを備える。他の態様においては、第2径方向通路50は、第1コンジット42に直接連通している。第1径方向通路48の径方向外側端部(すなわち、第1コンジット42の反対に位置する第1径方向通路48の端部)には、第1径方向通路48が、軸方向に延びた通路56に接続されており、この通路56はエーロフォイル22の先端部30に隣接したエーロフォイル22の後縁34に向かって延びている。
リブ53に設けられた横断孔52の一部は、それぞれ長さ70、幅72、高さ74を有した長円形をなす。好適な態様においては、ほぼ全ての横断孔52が長円形をなす。それぞれの横断孔52の長さ70はリブ53内に延びる。高さ74と幅72は、実質的に互いに、また、長さ70に対しても直交する。それぞれの長円形の横断孔52の高さ74は幅72よりも大きい。好適な態様においては、高さ74の大きさは、幅72の大きさの約2倍である。高さ74の長円形の横断孔52が実質的に同一直線上に配置されるように、長円形の横断孔52はリブ53に沿って高さ方向に配列される。図3および図4の態様においては、長円形の横断孔52が、一定の幅72と円形端部を有するものとして示されている。長円形の横断孔52はこの態様に限定されるわけではない。
リブ53は前縁壁78の内部表面から距離“L”だけ隔てられている。長円形の横断孔52は、水力直径“D”を有するものとして表されてもよい。好適な態様においては、前縁壁78からリブ53までの間隔および長円形の横断孔53の寸法は、L/Dの比が平均してほぼ2.8〜3.0の範囲に入るように定められる。我々の経験では、L/Dをほぼこの範囲にすることにより所望のインピンジメント冷却が実現される。
第1径方向通路48は、正圧側壁36および負圧側壁38の一方または双方の内部表面に取り付けられた複数のトリップストリップ58を含む。このトリップストリップ58は、上記通路48内の冷却空気流方向60に対し傾斜した角度α、すなわち、この空気流方向60に対し直交する角度と平行となる角度との間の角度、で上記通路48内に設けられる。望ましくは、トリップストリップ58は空気流方向60に対し約45°の角度に配置される。空気流方向60に向かって観察したときにトリップストリップ58が横断孔52で構成されたリブ53に向かって集まるように、それぞれのトリップストリップ58が上記通路48内に配置される。それぞれのトリップストリップ58は、リブ53に隣接して設けられた端部(すなわち、「リブ端部」)を有する。少なくとも一部のトリップストリップ58が、一対の横断孔52の間に、望ましくは一対の横断孔52のほぼ中間に、径方向に配置されたリブ端部を有する。
図2を参照すると、第2コンジット44が、第1・第2径方向通路48,50の直ぐ後方にかつエーロフォイル22の中間領域に配置されたサーペンタイン通路64に連通している。このサーペンタイン通路64は、例えば3,5,といったように、1より大きな奇数の数となる径方向セグメント66を有する。奇数となる径方向セグメント66はサーペンタイン通路64の最後の径方向セグメントが上記軸方向に延びた通路56付近で終了することを保証する。代替的に、上述のサーペンタイン通路64以外の通路構造を、上記中間領域に使用してもよい。
第3コンジット46は、サーペンタイン通路64とエーロフォイル22の後縁34との間に設けられた1つもしくは複数の通路68に連通している。
本発明の作動においては、ロータブレードエーロフォイル22はタービンエンジンのコアガス経路内に設けられる。エーロフォイル22は、このエーロフォイル22のそばを通過する高温のコアガスに晒される。上記コアガスよりも温度が大幅に低い冷却空気が、根元部20に設けられた上記コンジット42,44,46を介してエーロフォイル22内に供給される。
第1コンジット42内を移動する冷却空気は、第1径方向通路48内に直に流入し、エーロフォイル22の先端部30付近の上記軸方向に延びた通路56内に実質的に流入する。第1径方向通路48内に移動する冷却空気の一部が、この通路48内に設けられたトリップストリップ58に直面する。リブ53に向かって集まる上記トリップストリップ58は冷却空気流の一部をリブ53に向けて案内する。横断孔52に対するトリップストリップ58は、リブ53に向けて案内された冷却空気流の一部がまた横断孔52に向けて案内されるように位置決められる。この冷却空気流の一部は横断孔52を介して、第2径方向通路50内に移動する。上記冷却空気は、前縁32に設けられた冷却孔52を介して第2径方向通路50に実質的に流出し、上記前縁壁の内部表面に衝突する。
上述したように、従来の円形横断孔は、比較的伝熱性能が低いより大きな領域によって分離された伝熱性能が高い一列の離散的な領域を一般に形成する。本発明の長円形の横断孔52により、上述の従来技術の場合に比べ、前縁に32に沿った径方向の伝熱プロファイルがより一様なものとなる。所望の比較的に伝熱性能が高い領域は拡大し、望ましいものではない比較的に伝熱性能が低い領域は減少する。さらに、比較的に伝熱性能が低い領域内の伝熱性能も、上記長円形の横断孔52から径方向外側に注がれる冷却空気によって向上すると思われる。
本発明の詳細な態様に関連して本発明を示し、説明してきたが、当業者であれば、本発明の趣旨および内容から逸脱することなく、形式的にあるいは具体的に本発明の様々な変更を想到し得よう。
52…横断孔
53…リブ
54…冷却孔
70…長さ
72…幅
74…高さ
53…リブ
54…冷却孔
70…長さ
72…幅
74…高さ
Claims (9)
- 負圧側壁と正圧側壁と前縁と後縁とベース部と先端部とによって区画されたキャビティを有した中空エーロフォイルと、
上記キャビティに設けられた内部通路構造であって、第1径方向通路と、第2径方向通路と、上記第1径方向通路と上記第2径方向通路とを分離するようにこれらの間に設けられたリブと、上記リブ内に設けられた複数の横断孔と、を含んだ内部通路構造と、
上記第1径方向通路内に空気流を流入するように動作可能なコンジットを有した根元部と、
を備え、かつ、
一部の上記複数の横断孔が、上記リブ内に延びた長さと高さと幅とを有する長円形をなし、
それぞれの長円形の横断孔の上記高さは上記幅よりも大きいことを特徴とするロータブレード。 - ほぼ全ての上記横断孔が長円形をなすことを特徴とする請求項1に記載のロータブレード。
- それぞれの横断孔の上記高さは、該横断孔の上記幅の約2倍の大きさであることを特徴とする請求項2に記載のロータブレード。
- 上記長円形の横断孔が上記リブに沿って高さ方向に配列されることを特徴とする請求項1に記載のロータブレード。
- 上記第2径方向通路は上記前縁に隣接することを特徴とする請求項4に記載のロータブレード。
- 負圧側壁と正圧側壁と前縁と後縁とベース部と先端部とによって区画されたキャビティを有した中空エーロフォイルと、
上記キャビティに設けられた内部通路構造であって、第1径方向通路と、第2径方向通路と、上記第1径方向通路と上記第2径方向通路とを分離するようにこれらの間に設けられたリブと、上記リブ内に設けられた複数の横断孔と、を含んだ内部通路構造と、
上記第1径方向通路内に空気流を流入するように動作可能なコンジットを有した根元部と、
を備え、かつ、
一部の上記複数の横断孔が、上記リブ内に延びた長さと高さと幅とを有する長円形をなし、
それぞれの長円形の横断孔の上記高さは上記幅よりも大きく、
上記リブは上記前縁から距離Lだけ隔てられ、
上記長円形の横断孔は水力直径Dを有し、
L/Dの比が平均して約2.8〜3.0の範囲に入ることを特徴とするロータブレード。 - ほぼ全ての上記横断孔が長円形をなすことを特徴とする請求項6に記載のロータブレード。
- それぞれの横断孔の上記高さは、該横断孔の上記幅の約2倍の大きさであることを特徴とする請求項7に記載のロータブレード。
- 上記長円形の横断孔が上記リブに沿って高さ方向に配列されることを特徴とする請求項6に記載のロータブレード。
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US10/855,076 US20050265840A1 (en) | 2004-05-27 | 2004-05-27 | Cooled rotor blade with leading edge impingement cooling |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JP2005337257A true JP2005337257A (ja) | 2005-12-08 |
Family
ID=34941473
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP2005154978A Pending JP2005337257A (ja) | 2004-05-27 | 2005-05-27 | ロータブレード |
Country Status (4)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US20050265840A1 (ja) |
EP (1) | EP1605138B1 (ja) |
JP (1) | JP2005337257A (ja) |
DE (1) | DE602005022018D1 (ja) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO2013069694A1 (ja) * | 2011-11-08 | 2013-05-16 | 株式会社Ihi | インピンジ冷却機構、タービン翼及び燃焼器 |
KR20180079930A (ko) * | 2017-01-03 | 2018-07-11 | 두산중공업 주식회사 | 가스터빈 블레이드 |
Families Citing this family (11)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US7217094B2 (en) * | 2004-10-18 | 2007-05-15 | United Technologies Corporation | Airfoil with large fillet and micro-circuit cooling |
FR2918105B1 (fr) * | 2007-06-27 | 2013-12-27 | Snecma | Aube refroidie de turbomachine comprenant des trous de refroidissement a distance d'impact variable. |
US8840370B2 (en) | 2011-11-04 | 2014-09-23 | General Electric Company | Bucket assembly for turbine system |
US9151173B2 (en) * | 2011-12-15 | 2015-10-06 | General Electric Company | Use of multi-faceted impingement openings for increasing heat transfer characteristics on gas turbine components |
EP2828484B1 (de) * | 2012-03-22 | 2019-05-08 | Ansaldo Energia IP UK Limited | Turbinenschaufel |
US9279331B2 (en) * | 2012-04-23 | 2016-03-08 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil with dirt purge feature and core for making same |
JP5567180B1 (ja) * | 2013-05-20 | 2014-08-06 | 川崎重工業株式会社 | タービン翼の冷却構造 |
US10012090B2 (en) * | 2014-07-25 | 2018-07-03 | United Technologies Corporation | Airfoil cooling apparatus |
US20180298763A1 (en) * | 2014-11-11 | 2018-10-18 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbine blade with axial tip cooling circuit |
US10787932B2 (en) * | 2018-07-13 | 2020-09-29 | Honeywell International Inc. | Turbine blade with dust tolerant cooling system |
US10895168B2 (en) * | 2019-05-30 | 2021-01-19 | Solar Turbines Incorporated | Turbine blade with serpentine channels |
Family Cites Families (10)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3619082A (en) * | 1968-07-05 | 1971-11-09 | Gen Motors Corp | Turbine blade |
US3767322A (en) * | 1971-07-30 | 1973-10-23 | Westinghouse Electric Corp | Internal cooling for turbine vanes |
US5387086A (en) * | 1993-07-19 | 1995-02-07 | General Electric Company | Gas turbine blade with improved cooling |
US5688104A (en) * | 1993-11-24 | 1997-11-18 | United Technologies Corporation | Airfoil having expanded wall portions to accommodate film cooling holes |
KR20000052372A (ko) * | 1999-01-25 | 2000-08-25 | 제이 엘. 차스킨, 버나드 스나이더, 아더엠. 킹 | 인접한 냉각 통로를 연결하는 타원형 횡단 개구를 갖는가스 터빈 부품 |
US6174134B1 (en) * | 1999-03-05 | 2001-01-16 | General Electric Company | Multiple impingement airfoil cooling |
US6290463B1 (en) * | 1999-09-30 | 2001-09-18 | General Electric Company | Slotted impingement cooling of airfoil leading edge |
DE60041774D1 (de) * | 2000-12-05 | 2009-04-23 | United Technologies Corp | Rotorschaufel |
FR2829174B1 (fr) * | 2001-08-28 | 2006-01-20 | Snecma Moteurs | Perfectionnement apportes aux circuits de refroidissement pour aube de turbine a gaz |
DE10332563A1 (de) * | 2003-07-11 | 2005-01-27 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Turbinenschaufel mit Prallkühlung |
-
2004
- 2004-05-27 US US10/855,076 patent/US20050265840A1/en not_active Abandoned
-
2005
- 2005-05-27 EP EP05253261A patent/EP1605138B1/en active Active
- 2005-05-27 DE DE602005022018T patent/DE602005022018D1/de active Active
- 2005-05-27 JP JP2005154978A patent/JP2005337257A/ja active Pending
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO2013069694A1 (ja) * | 2011-11-08 | 2013-05-16 | 株式会社Ihi | インピンジ冷却機構、タービン翼及び燃焼器 |
JP2013100765A (ja) * | 2011-11-08 | 2013-05-23 | Ihi Corp | インピンジ冷却機構、タービン翼及び燃焼器 |
KR20180079930A (ko) * | 2017-01-03 | 2018-07-11 | 두산중공업 주식회사 | 가스터빈 블레이드 |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
DE602005022018D1 (de) | 2010-08-12 |
US20050265840A1 (en) | 2005-12-01 |
EP1605138B1 (en) | 2010-06-30 |
EP1605138A2 (en) | 2005-12-14 |
EP1605138A3 (en) | 2007-10-03 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JP2005337257A (ja) | ロータブレード | |
JP2005337258A (ja) | ロータブレード | |
JP4386891B2 (ja) | 傾斜スキーラ先端を有するタービンブレード | |
JP5383270B2 (ja) | ガスタービン翼 | |
JP3954034B2 (ja) | ブレードおよびブレードの製造方法 | |
US8348613B2 (en) | Airflow influencing airfoil feature array | |
EP1600604B1 (en) | Cooler rotor blade and method for cooling a rotor blade | |
JP3053174B2 (ja) | ターボ機械に使用するための翼部及びその製造方法 | |
JP4184323B2 (ja) | ガスタービンエンジンのタービン用の中空回転翼 | |
EP1605136B1 (en) | Cooled rotor blade | |
JP2005337259A (ja) | ロータブレード | |
JP2016503850A (ja) | サーペンタイン冷却回路及びアキシアル方向先端部冷却回路が組み込まれたタービンブレード | |
JP2010156325A (ja) | 横断流を減少させるタービンロータブレード先端 | |
JP2006002757A (ja) | 内部冷却ターボ機械部材とその構造を再設計する方法 | |
JP2007056875A (ja) | 斜め先端孔タービンブレード | |
JP2005320963A (ja) | 中空エアフォイルおよび中空タービンコンポーネント | |
EP2917494B1 (en) | Blade for a turbomachine | |
JP2015516539A (ja) | タービン翼形部の後縁冷却スロット | |
JP2015127541A (ja) | タービンブレード内の構造構成および冷却回路 | |
JP6496543B2 (ja) | タービンブレードの内部冷却回路 | |
JP7078650B2 (ja) | 後縁機構部を有するタービン翼および鋳造コア | |
JP2017534791A5 (ja) | ||
JP2005180429A (ja) | 振動減衰デバイスを備えた冷却式ローターブレード | |
EP2752554A1 (en) | Blade for a turbomachine | |
JP2008240729A (ja) | タービンエンジンを組み立てるための方法及び装置 |