JP2016121684A - ガスタービンベーン - Google Patents
ガスタービンベーン Download PDFInfo
- Publication number
- JP2016121684A JP2016121684A JP2015243811A JP2015243811A JP2016121684A JP 2016121684 A JP2016121684 A JP 2016121684A JP 2015243811 A JP2015243811 A JP 2015243811A JP 2015243811 A JP2015243811 A JP 2015243811A JP 2016121684 A JP2016121684 A JP 2016121684A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- vane
- gas turbine
- platform
- turbine vane
- wedge surface
- 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
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
- F01D9/00—Stators
- F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
-
- 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
- F01D9/00—Stators
- F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
- F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
- F01D9/041—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector using blades
-
- 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
- F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
- F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
- F01D25/12—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
- F05D2220/00—Application
- F05D2220/30—Application in turbines
- F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
-
- 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
- F05D2240/00—Components
- F05D2240/10—Stators
- F05D2240/12—Fluid guiding means, e.g. vanes
- F05D2240/122—Fluid guiding means, e.g. vanes related to the trailing edge of a stator vane
-
- 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
- F05D2240/00—Components
- F05D2240/80—Platforms for stationary or moving blades
-
- 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
- F05D2240/00—Components
- F05D2240/80—Platforms for stationary or moving blades
- F05D2240/81—Cooled platforms
-
- 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
- F05D2260/94—Functionality given by mechanical stress related aspects such as low cycle fatigue [LCF] of high cycle fatigue [HCF]
- F05D2260/941—Functionality given by mechanical stress related aspects such as low cycle fatigue [LCF] of high cycle fatigue [HCF] particularly aimed at mechanical or thermal stress reduction
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
Abstract
【課題】ベーン後縁からベーンプラットフォームまでの移行部における応力の低減をもたらし、柔軟性が改善された新規なベーンを提供する。
【解決手段】くさび面圧力側21と、これとは反対側のくさび面吸込側とを有するベーンプラットフォーム2と、ベーンプラットフォーム2に結合されたベーン後縁32を含むベーン翼3からなるガスタービンベーン1において、ベーンプラットフォーム2にベーン翼後縁32部分の付近に制限された材料切取部4を導入することによって、ベーンプラットフォーム2の柔軟性を高める。
【選択図】図6
【解決手段】くさび面圧力側21と、これとは反対側のくさび面吸込側とを有するベーンプラットフォーム2と、ベーンプラットフォーム2に結合されたベーン後縁32を含むベーン翼3からなるガスタービンベーン1において、ベーンプラットフォーム2にベーン翼後縁32部分の付近に制限された材料切取部4を導入することによって、ベーンプラットフォーム2の柔軟性を高める。
【選択図】図6
Description
発明の技術分野
本発明は、概して、ガスタービン用のベーンに関する。特に、本発明は、ベーン後縁からベーンプラットフォームまでの移行部における応力の低減をもたらし、その際にそのような構成要素の冷却機構を妨げない、柔軟性が改善された新規なベーンを提供する。
本発明は、概して、ガスタービン用のベーンに関する。特に、本発明は、ベーン後縁からベーンプラットフォームまでの移行部における応力の低減をもたらし、その際にそのような構成要素の冷却機構を妨げない、柔軟性が改善された新規なベーンを提供する。
背景
広く知られているように、ガスタービンの標準的な構造では、ケーシングに固く結合された複数のベーンが考えられる。このケーシングは、回転シャフト上に取り付けられたブレードにより案内される回転シャフトを包囲している。特に、各ベーンは、翼を含む。この翼は、ベーンプラットフォームに結合されている。ベーンプラットフォームは、それ自体は外部のケーシング内に保持されている。高温燃焼ガスが回転シャフトを駆動するためにケーシングを通過するとき、ベーンが高温にさらされ、そのような理由から、ベーンは、冷却する必要がある。通常、冷却構造は、プラットフォームを通ってベーンの翼に進入する冷却材を有する。エネルギ変換プロセスの効率を最大限に高めるために、翼部分は、比較的薄い。これに対して、翼部分が取り付けられたプラットフォーム部分は、翼のための適切な支持を提供するために、より一層厚くなっている。
広く知られているように、ガスタービンの標準的な構造では、ケーシングに固く結合された複数のベーンが考えられる。このケーシングは、回転シャフト上に取り付けられたブレードにより案内される回転シャフトを包囲している。特に、各ベーンは、翼を含む。この翼は、ベーンプラットフォームに結合されている。ベーンプラットフォームは、それ自体は外部のケーシング内に保持されている。高温燃焼ガスが回転シャフトを駆動するためにケーシングを通過するとき、ベーンが高温にさらされ、そのような理由から、ベーンは、冷却する必要がある。通常、冷却構造は、プラットフォームを通ってベーンの翼に進入する冷却材を有する。エネルギ変換プロセスの効率を最大限に高めるために、翼部分は、比較的薄い。これに対して、翼部分が取り付けられたプラットフォーム部分は、翼のための適切な支持を提供するために、より一層厚くなっている。
図1および図2は、従来技術の設計を示しており、ガスタービンベーンをそれぞれ斜視図および平面図で示している。ガスタービンベーンは、概して、参照符号100で示されている。ガスタービンベーン100は、後縁部分121を含むベーン翼12と、フック部分210を含むベーンプラットフォーム200とを有する。さらに、ベーンプラットフォーム200は、くさび面圧力側202と、これとは反対側のくさび面吸込側201とを有する。
図3を参照すると、図1および図2のガスタービンベーン10の破線の四角Cに囲まれた部分の斜視図が示されている。図3では、ベーンプラットフォーム200のくさび面圧力側202とは反対側のくさび面吸込側と、翼12の前縁とは、見えていない。
ここで、続く図4を参照すると、ベーンプラットフォーム200の適切な冷却を維持するために、最大限の表面が、インピンジ冷却のために、特に前段のベーンの場合に、アクセス可能であるようにされている。冷却材の流れは、矢印Aで示されている。ゆえに、ベーンフック部分210は、ベーンプラットフォーム200の上流側および下流側の端部において最も端の位置までシフトされており、これにより、冷却空気側に向かって開放したキャビティを形成している。最も下流側の位置に下流側フック部分210を位置決めすることにより、このフック部分210は、半径方向で翼12の後縁端部121とほぼ整列している。構成要素の寿命を保証するために冷却が厳しく要求されるので、ベーンプラットフォーム200は、必然的に、適切な内部冷却構造を可能にするために厚くなっている。その結果、翼後縁121に近いフック部分210は、翼後縁121からベーンプラットフォーム200への移行部において極めて高い剛性を有する構造を生じている。
そのような剛直な構造は、局所的に高い応力を生じさせる。ゆえに、寿命を合理的なレベルに維持するために大量の冷却空気を必要とすることが、エンジン性能に不都合な影響を与えていた。
図5を参照すると、前述の技術的な問題に対する公知の解決手段が示されている。ベーンプラットフォーム200の柔軟性を高めるために、フック部分210は、内方へシフトされており、これにより、長い張出部112を形成している。しかし、全てのタービン構造がそのような設計を可能にするわけではなく、いずれの場合にも、この解決手段は、冷却される領域の著しい低減をもたらし、これは、高い負荷が掛けられる部品の寿命を妥協することがある。
本発明の目的は、実質的に独立請求項1に定義されたガスタービンベーンを提供することによって、前述の技術的な問題を解決することである。
好適な実施の形態は、対応する従属請求項に定義されている。
例示のためだけであって、非限定的な目的で、以下の詳細な説明において説明される好適な実施の形態によれば、本解決手段は、ベーン翼の後縁部分の付近に限定された材料切取部をベーンプラットフォームに導入することによって、ベーンプラットフォームの柔軟性を高めることを教示している。
有利には、そのような材料切取部は、プラットフォームおよび翼の冷却機構に干渉することなく導入できる局所的な変更である。
本発明の1つの態様によれば、ベーンプラットフォームと、ベーンプラットフォームに結合されたベーン翼であって、ベーン後縁を含む、ベーン翼とを備えるガスタービンベーンであって、ガスタービンベーンは、ベーンプラットフォームに形成され、かつベーン後縁の付近に限定された材料切取部をさらに含む、ガスタービンベーンが提供される。
本発明の別の態様によれば、ベーンプラットフォームは、くさび面圧力側と、くさび面吸込側と、くさび面吸込側からくさび面圧力側まで延在する周溝とを有する。
本発明の第1の好適な実施の形態によれば、材料切取部は、周溝の底壁に形成された面取部である。
本発明の第1の実施の形態の別の1つの態様によれば、面取部は、底壁の自由端部に形成されている。
本発明の第1の実施の形態の別の1つの態様によれば、面取部は、底壁に沿って段状領域が形成されるように、底壁に形成されている。
本発明の第1の実施の形態の別の1つの態様によれば、面取部は、5mm〜20mmの範囲の長手方向範囲を有する。
本発明の第2の好適な実施の形態によれば、材料切取部は、止まり穴である。
本発明の第2の実施の形態の別の1つの態様によれば、止まり穴は、5mm〜20mmの範囲の、前記ベーンプラットフォーム内での深さを有する。
本発明の第2の実施の形態の別の1つの態様によれば、ベーンプラットフォームは、くさび面に沿って延在するシーリングスロットを含む。
本発明の第2の実施の形態の別の1つの態様によれば、止まり穴は、シーリングスロットの終端延長部としてベーンプラットフォームに形成されている。
図面の簡単な説明
本発明の前述の目的およびこれに伴う多くの利点は、添付の図面に関して、以下の詳細な説明を参照することにより、より簡単に判るようになると同時にさらに良好に理解されるようになる。
本発明の前述の目的およびこれに伴う多くの利点は、添付の図面に関して、以下の詳細な説明を参照することにより、より簡単に判るようになると同時にさらに良好に理解されるようになる。
図面の詳細な説明
図6を参照すると、概して参照符号1で示されたガスタービンベーンが示されている。明確化のために、図6は、従来技術に関して図示されたものに対応して、本発明に係るガスタービンベーン1の一部分だけを示している。この部分は、ベーン全体を表している図1および図2の破線の四角Cに囲まれた部分である。
図6を参照すると、概して参照符号1で示されたガスタービンベーンが示されている。明確化のために、図6は、従来技術に関して図示されたものに対応して、本発明に係るガスタービンベーン1の一部分だけを示している。この部分は、ベーン全体を表している図1および図2の破線の四角Cに囲まれた部分である。
ガスタービンベーン1は、ベーン翼3を有する。ベーン翼3は、ベーン後縁32を含む。前縁は、図面では見えていない。ベーン翼は、ベーンプラットフォーム2に結合されている。ベーンプラットフォームは、従来技術におけるベーンと同様に、くさび面圧力側21と、これとは反対側のくさび面吸込側(図面では見えていない)とを有する。
特に、ベーン1は、ベーン後縁32の付近に限定されてベーンプラットフォーム2に形成された材料切取部4を有する。
ここでは非限定的な例として提供された、第1の例示的な実施の形態によれば、切取部は、面取部4の態様で得られる。特に、ベーンプラットフォーム2は、プラットフォームのくさび面圧力側21からくさび面吸込側まで延在する周溝6を有する。有利には、面取部4は、周溝6の底壁61に形成されている。特に、面取部は、底壁61の自由端部分611に配置されている。しかしながら、面取部4は、周溝6の底壁61に沿って配置されていてもよい。
次の図7に移ると、本発明の第1の好適な実施の形態の1つの変化形が示されている。特に、この場合、面取部4は、底壁61に沿って段状領域612が形成されるように、底壁61に形成されている。面取部4は、両実施の形態において、構成要素の機械加工により、または当業者に知られたあらゆる他の適切な加工処理を用いて得ることができる。好適には、面取部4は、5mm〜20mmの範囲の長手方向範囲を有する。
こうすると、プラットフォームの変更が、ベーンプラットフォーム2の後縁32の付近にとどまる。ゆえに、ベーンの冷却機構に干渉することがなく、同時に、プラットフォームの剛性の大きな低減を可能にする。これにより、結果として動作中に構成要素によって及ぼされる機械応力が小さくなる。
ここで、続く図8を参照すると、本発明の第2の好適な実施の形態が斜視図で示されている。すなわち、材料切取部は、ベーン翼3の後縁32の付近でベーンプラットフォーム2に形成された止まり穴5の態様で得られている。
同様に、止まり穴は、構成要素の機械加工により、または当業者に知られたあらゆる他の手段を用いて得ることもできる。
好適には、止まり穴5は、5mm〜20mmの範囲の、ベーンプラットフォーム2内への深さを有してよい。
図面に示されているように、ベーンプラットフォーム2は、ベーンプラットフォーム2のくさび面圧力側21に配置されたシーリングスロット7をも含む。
最後の図9を参照すると、本発明の第2の好適な実施の形態の1つの変化形が示されている。特に、有利には、止まり穴5は、シーリングスロット7の終端延長部としてベーンプラットフォーム2に形成されている。言い換えれば、この態様では、シーリングスロット7は、ベーン翼3の後縁32の付近へ向かってさらに延在している。
本発明は、好適な実施の形態に関して完全に記載されているが、出願がこれらの実施の形態によってではなく以下の特許請求の範囲の内容によって限定されると考慮すると、変更が本発明の範囲内で導入されてよいことが明らかである。
Claims (10)
- ベーンプラットフォーム(2)と、
該ベーンプラットフォーム(2)に結合されたベーン翼(3)であって、ベーン後縁(32)を含む、ベーン翼(3)と、
を備える、ガスタービンベーン(1)であって、
当該ガスタービンベーン(1)は、前記ベーンプラットフォーム(2)に形成され、かつ前記ベーン後縁(32)の付近に限定された材料切取部(4,5)をさらに含むことを特徴とする、ガスタービンベーン(1)。 - 前記ベーンプラットフォーム(2)は、くさび面圧力側(21)と、くさび面吸込側と、前記くさび面圧力側(21)から前記くさび面吸込側まで延在する周溝(6)とを有する、請求項1記載のガスタービンベーン(1)。
- 前記材料切取部(4)は、前記周溝(6)の底壁(61)に形成された面取部(4)である、請求項2記載のガスタービンベーン(1)。
- 前記面取部(4)は、前記底壁(61)の自由端部分(611)に形成されている、請求項3記載のガスタービンベーン(1)。
- 前記面取部(4)は、前記底壁(61)に沿って段状領域(612)を形成するように、前記底壁(61)に形成されている、請求項3記載のガスタービンベーン(1)。
- 前記面取部(4)は、5mm〜20mmの範囲の深さを有する、請求項3から5までのいずれか1項記載のガスタービンベーン(1)。
- 前記材料切取部(5)は、止まり穴(5)である、請求項1または2項記載のガスタービンベーン(1)。
- 前記止まり穴(5)は、5mm〜20mmの範囲の、前記ベーンプラットフォーム(2)内への深さを有する、請求項7記載のガスタービンベーン(1)。
- 前記ベーンプラットフォーム(2)は、前記くさび面圧力側(21)に沿って延在するシーリングスロット(7)を含む、請求項1から8までのいずれか1項記載のガスタービンベーン(1)。
- 前記止まり穴(5)は、前記シーリングスロット(7)の終端延長部として前記ベーンプラットフォーム(2)に形成されている、請求項8を引用する請求項9項記載のガスタービンベーン(1)。
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
EP14198730.5A EP3034798B1 (en) | 2014-12-18 | 2014-12-18 | Gas turbine vane |
EP14198730.5 | 2014-12-18 |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JP2016121684A true JP2016121684A (ja) | 2016-07-07 |
Family
ID=52146195
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP2015243811A Pending JP2016121684A (ja) | 2014-12-18 | 2015-12-15 | ガスタービンベーン |
Country Status (5)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US10221709B2 (ja) |
EP (1) | EP3034798B1 (ja) |
JP (1) | JP2016121684A (ja) |
KR (1) | KR20160074423A (ja) |
CN (1) | CN105715309B (ja) |
Families Citing this family (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
EP3034799B1 (en) * | 2014-12-19 | 2018-02-07 | Ansaldo Energia IP UK Limited | Blading member for a fluid flow machine |
US10683765B2 (en) * | 2017-02-14 | 2020-06-16 | General Electric Company | Turbine blades having shank features and methods of fabricating the same |
KR102048874B1 (ko) | 2018-04-09 | 2019-11-26 | 두산중공업 주식회사 | 유연성이 향상된 터빈 베인 |
Family Cites Families (36)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2873088A (en) * | 1953-05-21 | 1959-02-10 | Gen Electric | Lightweight rotor construction |
GB1088874A (en) * | 1965-03-03 | 1967-10-25 | Rolls Royce | Fluid flow machine |
FR1520600A (fr) * | 1967-02-27 | 1968-04-12 | Snecma | Perfectionnements aux turbo-machines à flux axial, et en particulier aux compresseurs axiaux à deux rotors imbriqués contrarotatifs |
GB1513338A (en) * | 1976-03-26 | 1978-06-07 | Rolls Royce | Rotor blade for a gas turbine engine |
FR2503247B1 (fr) * | 1981-04-07 | 1985-06-14 | Snecma | Perfectionnements aux etages de turbine a gaz de turboreacteurs munis de moyens de refroidissement par air du disque de la roue de la turbine |
FR2679296B1 (fr) * | 1991-07-17 | 1993-10-15 | Snecma | Plate-forme separee inter-aube pour disque ailete de rotor de turbomachine. |
US5256035A (en) * | 1992-06-01 | 1993-10-26 | United Technologies Corporation | Rotor blade retention and sealing construction |
JPH10325302A (ja) * | 1997-05-26 | 1998-12-08 | Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd | 動翼の制振構造 |
US6273683B1 (en) * | 1999-02-05 | 2001-08-14 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Turbine blade platform seal |
JP2001152804A (ja) * | 1999-11-19 | 2001-06-05 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービン設備及びタービン翼 |
US6439851B1 (en) * | 2000-12-21 | 2002-08-27 | United Technologies Corporation | Reduced stress rotor blade and disk assembly |
US6761536B1 (en) * | 2003-01-31 | 2004-07-13 | Power Systems Mfg, Llc | Turbine blade platform trailing edge undercut |
US6857853B1 (en) * | 2003-08-13 | 2005-02-22 | General Electric Company | Conical tip shroud fillet for a turbine bucket |
US6997673B2 (en) * | 2003-12-11 | 2006-02-14 | Honeywell International, Inc. | Gas turbine high temperature turbine blade outer air seal assembly |
US6951447B2 (en) * | 2003-12-17 | 2005-10-04 | United Technologies Corporation | Turbine blade with trailing edge platform undercut |
JP4870754B2 (ja) * | 2005-05-12 | 2012-02-08 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | 動翼/ディスク(7FA+e、第2段)の応力を低減するための動翼/ディスクダブテールバックカット |
US8579590B2 (en) * | 2006-05-18 | 2013-11-12 | Wood Group Heavy Industrial Turbines Ag | Turbomachinery blade having a platform relief hole, platform cooling holes, and trailing edge cutback |
US7597536B1 (en) * | 2006-06-14 | 2009-10-06 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine airfoil with de-coupled platform |
US7594799B2 (en) * | 2006-09-13 | 2009-09-29 | General Electric Company | Undercut fillet radius for blade dovetails |
US8047787B1 (en) * | 2007-09-07 | 2011-11-01 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine blade with trailing edge root slot |
US20090208339A1 (en) * | 2008-02-15 | 2009-08-20 | United Technologies Corporation | Blade root stress relief |
WO2009118235A2 (de) * | 2008-03-28 | 2009-10-01 | Alstom Technology Ltd | Leitschaufel für eine gasturbine |
US9650903B2 (en) * | 2009-08-28 | 2017-05-16 | United Technologies Corporation | Combustor turbine interface for a gas turbine engine |
EP2354460B1 (en) * | 2010-02-03 | 2013-07-24 | Alstom Technology Ltd | Turbine Guide Vane |
EP2383435A1 (en) * | 2010-04-29 | 2011-11-02 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbine vane hollow inner rail |
US9022727B2 (en) * | 2010-11-15 | 2015-05-05 | Mtu Aero Engines Gmbh | Rotor for a turbo machine |
RU2547542C2 (ru) * | 2010-11-29 | 2015-04-10 | Альстом Текнолоджи Лтд | Осевая газовая турбина |
US8951014B2 (en) * | 2011-03-15 | 2015-02-10 | United Technologies Corporation | Turbine blade with mate face cooling air flow |
US8876479B2 (en) * | 2011-03-15 | 2014-11-04 | United Technologies Corporation | Damper pin |
US8550783B2 (en) * | 2011-04-01 | 2013-10-08 | Alstom Technology Ltd. | Turbine blade platform undercut |
US20130011265A1 (en) * | 2011-07-05 | 2013-01-10 | Alstom Technology Ltd. | Chevron platform turbine vane |
US9816387B2 (en) * | 2014-09-09 | 2017-11-14 | United Technologies Corporation | Attachment faces for clamped turbine stator of a gas turbine engine |
US10731484B2 (en) * | 2014-11-17 | 2020-08-04 | General Electric Company | BLISK rim face undercut |
US20170074107A1 (en) * | 2015-09-15 | 2017-03-16 | General Electric Company | Blade/disk dovetail backcut for blade disk stress reduction (9e.04, stage 2) |
US10066488B2 (en) * | 2015-12-01 | 2018-09-04 | General Electric Company | Turbomachine blade with generally radial cooling conduit to wheel space |
US20170356297A1 (en) * | 2016-06-13 | 2017-12-14 | General Electric Company | Lockwire Tab Backcut For Blade Stress Reduction (9E.04) |
-
2014
- 2014-12-18 EP EP14198730.5A patent/EP3034798B1/en active Active
-
2015
- 2015-12-15 JP JP2015243811A patent/JP2016121684A/ja active Pending
- 2015-12-17 KR KR1020150180820A patent/KR20160074423A/ko unknown
- 2015-12-18 US US14/974,831 patent/US10221709B2/en active Active
- 2015-12-18 CN CN201510949667.0A patent/CN105715309B/zh active Active
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
US20160177760A1 (en) | 2016-06-23 |
CN105715309B (zh) | 2020-05-15 |
KR20160074423A (ko) | 2016-06-28 |
CN105715309A (zh) | 2016-06-29 |
US10221709B2 (en) | 2019-03-05 |
EP3034798B1 (en) | 2018-03-07 |
EP3034798A1 (en) | 2016-06-22 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US8313291B2 (en) | Turbine inlet guide vane with scalloped platform and related method | |
US8118547B1 (en) | Turbine inter-stage gap cooling arrangement | |
US10156144B2 (en) | Turbine airfoil and method of cooling | |
EP2581555A1 (en) | Turbomachine Component having a Flow Contour Feature | |
US10577936B2 (en) | Mateface surfaces having a geometry on turbomachinery hardware | |
US8920124B2 (en) | Turbine blade with contoured chamfered squealer tip | |
JP2010285878A (ja) | ガスタービン翼及びガスタービン | |
US9816389B2 (en) | Turbine rotor blades with tip portion parapet wall cavities | |
JP2016121684A (ja) | ガスタービンベーン | |
US9932837B2 (en) | Low pressure loss cooled blade | |
US10738640B2 (en) | Shroud, blade member, and rotary machine | |
US10544687B2 (en) | Shrouded blade of a gas turbine engine | |
US8585350B1 (en) | Turbine vane with trailing edge extension | |
US10082033B2 (en) | Gas turbine blade with platform cooling | |
US10047613B2 (en) | Gas turbine components having non-uniformly applied coating and methods of assembling the same | |
EP2143881A2 (en) | Labyrinth seal for turbine blade dovetail root and corresponding sealing method | |
US20160076390A1 (en) | Mounting and sealing arrangement for a guide vane of a gas turbine | |
JP6110684B2 (ja) | 輪郭成形内側リブを有するタービンバケット | |
RU2638250C2 (ru) | Уплотнение для газотурбинного двигателя | |
EP3358134B1 (en) | Steam turbine with rotor blade | |
KR102382138B1 (ko) | 터빈 동익, 및 가스 터빈 | |
EP3489464A1 (en) | Seal structure for gas turbine rotor blade | |
US20210381383A1 (en) | Flow directing structure for a turbine stator stage | |
US10815792B2 (en) | Gas turbine engine component with a cooling circuit having a flared base | |
WO2018063353A1 (en) | Turbine blade and squealer tip |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
A711 | Notification of change in applicant |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A711 Effective date: 20171106 |